WO2014108125A1

WO2014108125A1 - Lärmarmes und hocheffizientes flugzeug

Info

Publication number: WO2014108125A1
Application number: PCT/DE2014/000007
Authority: WO
Inventors: Malte Schwarze; Thomas ZÖLD
Original assignee: Malte Schwarze
Priority date: 2013-01-10
Filing date: 2014-01-10
Publication date: 2014-07-17
Also published as: DE112014000391A5; DE112014000391B4

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug, bei dem wenigstens ein beschaufelter Rotor (R) zur Vortriebserzeugung eine Rumpfanordnung (F) drehbar gelagert umgibt und auf eine bestimmte Weise zu den Komponenten des Flugzeuges angeordnet ist und gleichzeitig auch die Triebwerke einer Motorenanordnung (E), die wenigstens einen solchen Rotor (R) über Getriebe (G) antreiben, auf eine bestimmte Weise am Flugzeug so angeordnet sind, dass sich für das Flugzeug ein vorteilhafter lärmarmer, hocheffizienter und sicherer Betrieb ergibt.

Description

lärmarmes und hocheffizientes Flugzeug

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug, vorzugsweise ein Flugzeug der Gattung der Verkehrsflugzeuge.

Heutige Flugzeuge, insbesondere Verkehrsflugzeuge, weisen oft einen, zumindest abschnittsweise zylindrisch gestreckten Rumpfabschnitt als Bestandteil ihrer Rumpfanordnung auf, wobei die Rumpfanordnung, zumindest abschnittsweise, in der Funktion einer Druckkabine bedruckbar ist. Dieser bedruckbare Abschnitt wird zum Reiseflug als Druckkabine bedruckt und ermöglicht es dem Flugzeug, mit Besatzung wie auch mit Passagieren bzw. Fracht, größere Flughöhen aufzusuchen, um dort unter vorteilhafteren aerodynamischen und betriebswirtschaftlichen Bedingungen betrieben werden zu können. Die Bauhöhe der Druckkabine innerhalb der Rumpfanordnung ist oft so beschaffen, dass aus praktischen und Komfortgründen innerhalb der Druckkabine, zumindest abschnittsweise, für den Durchschnittspassagier ein aufrechter Gang möglich ist.

Zudem weisen heutige Verkehrsflugzeuge eine Fahrwerksanordnung mit mehreren drehbar gelagerten Rädern auf, mit der sie im bodenbündigen Betrieb des Flugzeuges entgegen der Bodenebene abgestützt werden können, und welche ein Starten und Landen des Flugzeuges in im Wesentlichen horizontaler Flugrichtung auf langgestreckten Start- und Landebahnen ermöglicht.

Nachhaltiges Ziel einiger Interessengruppen ist es, die Kraftstoffeffizienz von Transportflugzeugen, insbesondere von Verkehrsflugzeugen, weiter zu erhöhen und ihren im Betrieb emittierten Lärm dabei zu senken.

Bisher gelang eine Steigerung der Kraftstoffeffizienz von Transportflugzeugen im wesentlichen Maße durch eine signifikante Verbesserung des Vortriebswirkungsgrades. Zum Einen erfolgte dies entscheidend durch den Ersatz von Turbojettriebwerken durch Turbofantriebwerke mit einem den Kernstrom einhüllenden Nebenstrom. Zum Anderen bewirkte nachfolgend eine stetige Erhöhung des Nebenstrom- verhältnisses dieser Turbofantriebwerke dann immer wieder weitere Effizienzverbesserungen und somit Kraftstoffeinsparungen.

Ihrer Architektur nach ermöglichen es Turbofantriebwerke, mit dem Nebenstrom einen Großteil des durch das Triebwerk strömenden Luftmassenstroms mit vergleichsweise niedriger Strömungsgeschwin- digkeit, durch einen Fan bewegt, um den Triebwerkskern herum zu führen. Der Fan, der zur Beschleunigung des Großteils des Massenstroms und somit auch zu einem Großteil der Schuberzeugung beiträgt, wird dabei von der Kemturbine im Hauptstrom angetrieben, Diese entnimmt dem Fluid dazu mechanische Arbeit und führt diese dem Fan über eine Welle mechanisch zu. Die Erzeugung der Antriebsleistung im Kernstrom und die Umsetzung dieser Antriebsleistung in eine Vortriebserzeugung durch den vor- triebserzeugenden Fan im Nebenstrom sind hierbei nach dem Stand der Technik funktionsgemäß direkt gekoppelt und in unmittelbarer örtlicher Nähe zueinander innerhalb eines einzelnen Triebwerksgehäuses integriert.

Generell ist Schub als Kraft physikalisch definiert als eine Änderung des Impulses. Bei der Schuberzeugung wiederum kann diese Änderung des Impulses und damit die Erzeugung eines bestimmten Schubes zum einen prinzipiell durch die Beschleunigung eines relativ kleinen Massenstroms mit einer hohen Geschwindigkeitsänderung erfolgen. Diese Möglichkeit bewirkt im Austrittstrom eine hohe Strahlgeschwindigkeit und damit einen vergleichsweise hohen Strahllärm. Diese Art der Vortriebserzeugung ist vor allem zum Erreichen hoher Fluggeschwindigkeiten, etwa bei Kampf jets, geeignet.

Zum anderen kann dasselbe Schublevel auch dadurch erreicht werden, dass einem recht großen Massenstrom eine nur relativ kleine Geschwindigkeitserhöhung erteilt wird. Diese Variante führt zu einem hohen Vortriebswirkungsgrad und damit zu einer erhöhten Kraftstoffeffizienz bei vergleichsweise niedrigen Fluggeschwindigkeiten unterhalb von Ma 0.9 und ist deshalb gut geeignet für den wirtschaftlichen Antrieb von Verkehrsflugzeugen.

In einem modernen Turbofanmantelstromtriebwerk treten beide erwähnten Möglichkeiten der Schub- e.rzeugung in Kombination auf, wobei' die Schuberzeugung durch einen großen Massenstrom generell, und mit zunehmendem Nebenstromverhältnis des Triebwerkes umso mehr, dominiert. Im Kernstrom wird ein nur geringer Luftmassenstrom mit einer vergleichsweise hohen Geschwindigkeit beschleunigt und erzeugt, durch die Düse austretend, primär Schub durch Geschwindigkeitserhöhung. Im Nebenstrom dagegen wird der überwiegende Teil des Gesamtluftmassenstroms des Triebwerkes durch den Fan mit nur niedriger Geschwindigkeit beschleunigt, d.h., hier findet Schuberzeugung primär durch die Bewegung eines großen Luftmassenstroms bei nur geringer zusätzlicher Geschwindigkeitserteilung statt. Dabei wird das Verhältnis aus dem Luftmassenstrom im Nebenstrom und dem Luftmassenstrom im. Kernstrom als Nebenstromverhältnis oder By-pass Ratio, abgekürzt BPR, des Triebwerkes bezeichnet. Erzielte Verbesserungen im spezifischen Kraftstoffverbrauch sind in der Vergangenheit zum überwiegenden Teil auf eine Erhöhung des Nebenstromverhältnisses zurückzuführen.

In modernen Turbofantriebwerken erzeugt der Nebenstrom den ganz überwiegenden Hauptteil des Schubes und hüllt gleichzeitig als sogenannter "kalter" Strahl den "heißen" und„schnellen" Strahl des Kernstromes ein, was in der Außenwahrnehmung im Vergleich zu Einstromtriebwerken als merkbare Lärmminderung wahrnehmbar ist. Durch eine Erhöhung des Nebenstr mverhältnisses konnte gleichfalls auch der Lärm bisher nennenswert gesenkt werden.

Anstrengungen zielen hier auch für die Zukunft darauf, das Nebenstromverhältnis von Triebwerken weiter zu erhöhen. Mit weiter steigendem Einfluss des Nebenstroms, der auslegungsgemäß langsam strömt, sinkt auch insgesamt, für das gesamte Triebwerk betrachtet, die .notwenige Geschwindigkeitser- höhung des Fluids, die in einem Triebwerk zur Erzeugung eines bestimmten Schublevels erteilt werden muss, ab. Zur Erzeugung dieser, dann insgesamt niedrigen Geschwindigkeitserhöhung im Fluid, wird nunmehr nur ein niedrigeres Druckgefälle im vortriebserzeugenden Fan benötigt. Das Verhältnis aus dem^" Druck unmittelbar stromabwärts des Fans und dem unmittelbar stromaufwärts des Fans wird als Fandruckverhältnis oder als Fan-Pressure Ratio, kurz FPR, bezeichnet. Mit einem nun niedrigeren Fan- Druckverhältnis sinkt auch der emittierte Fan- bzw. Rotorlärm ab, der bei modernen Nebenstrom- Triebwerken einen ganz wesentlichen Teil des Gesamttriebwerkslärms ausmacht.

Zusammenfassend erfolgt das Erreichen eines bestimmten Schublevels bei erhöhtem Nebenstrpmver- hältnis mit einem niedrigeren Fändruckverhältnis und einer erhöhter Rotorfläche. Durch dieses niedrigere Fandruckverhältnis erfährt das Fluid insgesamt eine geringere Geschwindigkeitserhöhung, was wiede- rum den Vortriebswirkungsgrad steigert. Mit einem gesteigerten Vortriebswirkungsgrad vermindert sich demgemäß auch gegenproportional der spezifische Brennstoffverbrauch. Dadurch ergeben sich als Folge ein geringerer Missionstreibstoff und eine erhöhte Kraftstoffeffizienz.

Ein sehr wichtiger Punkt ist es hierbei, dass bei selben gewünschtem Schublevel und ungefähr gleicher Fluggeschwindigkeit diese Form der effizienten Schuberzeugung mittels eines großen Massenstroms einer Erhöhung der von den Fan-Schaufeln im Umlauf überstrichenen geometrischen Schubquerschnittsfläche bedarf. Diese Schubquerschnittsfläche des vortriebserzeugenden Fans kann auch Rotorfläche genannt werden und entspricht in vielen Fällen, wie zum Beispiel bei einem Propeller, zugleich auch ungefähr der Eintrittsquerschnittsfläche, den ein Massenstrom am Triebwerk durchläuft, um an der Vortriebserzeugung teilzunehmen. Dies ist vereinfacht auch anschaulich gut vorstellbar. Der Massenstrom, der hier erhöht werden soll, ist definiert als die Masse an Luft, die in einer bestimmten Zeit eine bestimmte Schubquerschnittsfläche oder auch Rotorfläche durchströmt. Der Massenstrom kann auch als das Produkt der Dichte der Luft, der Strömungsgeschwindigkeit und derjenigen Schubquerschnittsfläche definiert werden, die' diese Luft zur Schuberzeugung durchströmt. Bleiben Dichte des Fluides und die Fluggeschwindigkeit (die in etwa auch der Eintrittsgeschwindigkeit in die Rotorfläche entspricht) in einem ersten Ansatz ungefähr gleich, so muss die geometrische Rotorfläche weiter erhöht werden, um ein unverändertes Schubniveau erreichen zu können. Eine Erhöhung der Rotorfläche gelingt aber nur durch die Vergrößerung des Durchmessers des vortriebserzeugenden Rotors.

Dabei treten bei bestehenden Triebwerken die folgenden Herausforderungen auf. Mit steigendem Fan- Durchmesser fällt auch die Triebwerksgondel in ihren Abmessungen mit steigendem Nebenstrom und erhöhter Vortriebseffizienz zwingend größer aus. Die größere Triebwerksgondel sorgt mit ihrer gesteigerten bespülten Oberfläche und Interferenzwirkung für einen höheren Widerstand. Dabei ist zu beachten, dass eine Triebwerksgondel sowohl an ihrer Innen- als auch an ihrer Außenseite beidseitig vom Fluid widerstandserzeugend umspült wird. Hierbei gilt näherungsweise, dass der Widerstand der Fangondel mit dem Quadrat des Fandurchmessers zunimmt. Durch diesen Sachverhalt ergibt sich bei einem Mantelstromtriebwerk eine kritische Fangröße, respektive ein zugehöriges kritisches Nebenstromver- hältnis, ab dem der zusätzliche Widerstand des Triebwerks durch seine Gondelgröße die durch eine Erhöhung des Nebens.tromverhältnisses erreichte Verbesserung im spezifischen Brennstoffverbrauch aufzehrt. Ausgehend von dieser Grenze ist dann bei einer weiteren Steigerung des Nebenstromverhältnis- ses mit einer niedrigeren Effizienz und einem erneut steigendem Kraftstoffbedarf zu rechnen. Heutzutage werden im Flugbetrieb auf der Langstrecke mit konventionellen Turbofantriebwerken bereits Neben- stromverhältnisse von 12:1 -13:1 erreicht. Eine weitere signifikante Steigerung des Nebenstroms und damit der Kraftstoffeffizienz ist mit den konventionellen Triebwerksarchitekturen nicht mehr möglich. Es besteht deshalb der Bedarf, neue Triebwerksarchitekturen zu schaffen, die eine weitere Erhöhung der Kraftstoffeffizienz erlauben.

Ein weiteres Problem besteht bei steigendem Nebenstromverhältnis darin, Triebwerke mit größerem Durchmesser am Flugzeug zu integrieren. Bei der Mehrzahl der heutigen Verkehrsflugzeuge wird das Triebwerk konfigurativ unter den Flügeln angebracht. Aus Sicherheitsgründen ist dabei eine bestimmte Bodenfreiheit der Triebwerksgondel zum Boden einzuhalten. Mit steigender Kraftstoffeffizienz, respektive damit steigendem Nebenstromverhältnis und Fandurchmesser, ist unter Berücksichtigung eines Sicherheitsabstandes eine größere Integrationshöhe am Flugzeug zwischen Boden und Flügel notwendig. Die in der Praxis am Flugzeug verfügbare Integrationshöhe bleibt allerdings meistens begrenzt, beispielsweise durch die strukturelle Flügelanbindung und den Flügelkasten, welcher bei einem ebenen Passagierraumboden unterhalb von eben diesem verlaufen muss. Bei der Boeing 737 tritt dieser Sachverhalt, historisch konstruktiv bedingt, besonders zu Tage. Zwar helfen hier angepasst neue konstruktive Methoden wie die Ausführung des Flügels als„gull wing" eingeschränkt weiter, doch bleibt die Einbauhöhe generell geometrisch begrenzt. Eine weitere Erhöhung der verfügbaren Einbauhöhe würde darüber hinaus eine Verlängerung der Fahrwerksbeine der Fahrwerksanordnung erfordern, die allerdings auch zu einem hohen Gewichtszüwachs führen würde, welcher den verbesserten Kraftstoffverbrauch unvorteilhaft abschwächen würde.

Darüber hinaus steigt, proportional zum wachsenden Fan-Durchmesser bei vergleichbarer Winkelrotationsgeschwindigkeit, vorgegeben durch die Turbinenlaufgeschwindigkeit, die erreichte Umfangsgeschwindigkeit an den Fan-Blattspitzen, wobei bei höheren kritischen Werten hier die Gefahr besteht, dass die Effizienz der Vortriebswändlung des Fans herabgesetzt wird und der an den Blattspitzen erzeugte Lärm unakzeptabel ansteigt. Bei heutigen modernen Triebwerken liegen diese Blattspitzen Ma-Zahlen mit bis zu 1,4 im überkritischen Bereich.

Diese Herausforderungen haben dazu geführt, dass man abseits der konventionellen Triebwerke innovative Triebwerksarchitekturen entwickelt hat. Beim Getriebefan oder Geared Turbofan GTF wird dabei der Fan durch ein Untersetzungsgetriebe von der Drehzahl der Antriebs - und Turbinenwelle entkoppelt. Durch die niedrigere Drehgeschwindjgkeit des Fans wird die Blattspitzenmachzahl des Fans niedrig ge- halten und seine Komponenteneffizienz erhöht. Das Triebwerk kann auf ein niedrigeres Fandruckverhältnis ausgelegt werden, wodurch das Fluid im Nebenstrom weniger stark beschleunigt wird und langsamer strömt. Als Konsequenz lassen sich höhere Nebenstromverhältnisse bis 15:1, höhere Vortriebswirkungsgrade und damit ein niedriger schubspezifischer Brennstoffverbrauch mit Getriebefan- Triebwerken erzeugen. Durch die niedrigere Geschwindigkeitserteilung ist ein höherer Massenstrom notwendig. Daher muss die Schubquerschnittsfläche, hier die schuberzeugende Rotorfläche des Fans, vergrößert werden. Durch die niedrigere Rotationswinkelgeschwindigkeit des Fans kann jedoch sein Durchmesser und somit seine Schubfläche gesteigert werden, ohne das an den Blattspitzen kritische Üb.ergeschwihdigkeiten erreicht werden. Damit ist ein lärmarmer Betrieb des Fans möglich, wobei sich der Fanlärm näherungsweise aus der vierten Potenz der Umlaufgeschwindigkeit seiner Blätter ergibt. Die Verbesserung im spezifischen Kraftstoffverbrauch wird hauptsächlich durch eine Verbesserung des Vortriebswirkungsgrades als Folge des erhöhten Nebenstromverhältnisses erzielt. Nachteil ist, dass trotzdem die Rotorfläche des vortriebserzeugenden Fans vergrößert werden muss und damit auch die Triebwerksgondel größer und stärker widerstandserzeugend ausfällt. Die Ausführung als Getriebefan bringt dabei ein akzeptiertes Triebwerksmehrgewicht von schätzungsweise 15-20% mit sich. Mit heutigen Geared-Turbofans lassen sich Einsparungen im spezifischen Kraftstoffverbrauch von 6-10% erreichen, wobei der Lärm insbesondere durch die niedrigere Rotationsgeschwindigkeit des Fans um 15-20 EPNdB kummulativ gesenkt werden kann.

Möchte man die Kraftstoffeffizienz von Transportflugzeugen darüber hinaus weiter steigern, so besteht die Notwendigkeit, die sogenannte Open-Rotor Technologie anzuwenden. Wie bereits zuvor erwähnt, wird bei Turbofantriebwerken der maximale Fandurchmesser und daher auch der maximale Vortriebs- wirküngsgrad u.a. durch die Triebwerksgondel und den daraus resultierendem Widerstand begrenzt._'

Open Rotor Konfigurationen haben hier das Potential, den Vortriebswirkungsgrad noch weiter nennenswert zu steigern und damit deutlich höhere Nebenstromverhältnisse und eine deutlich höhere Kraftstoffeffizienz zu erreichen. Bei der Open-Rotor -Technologie rotiert der vortriebserzeugende Rotor in freier Anströmung und ist dabei nicht mehr durch eine ummantelnde Verkleidung umgeben. Damit entfällt zunächst einmal die widerstandserzeugende Triebwerksgondel. Trotzdem ist bei Open-Rotor- Konfigurationen nach dem Stand der Technik für den.Gasgenerator eine Triebwerksgondel notwendig, die allerdings deutlich kleiner ausfällt, im Durchmesser in etwa die Abmaße von Verkleidungen früherer Einstromtriebwefke aufweist und damit deutlich weniger Widerstand erzeugt, als konventionelle Triebwerksgondeln und Triebwerksgondeln von Getriebefantriebwerken. Im Gegensatz zu Turbofantriebwerken tragen offene Open-Rotörkonzepte damit nicht zu einer Widerstandserhöhung durch ihre Umman- telung des Triebwerks bei. Die O^'pen-Rotor-Technologie wurde in der Vergangenheit zur Zeit der Ölkrisen in den 70er Jahren, im Ansatz schon einmal unter dem damaligen Begriff Propfan-Technologie an fliegenden Demonstratoren auf der Kurzstrecke in der Praxis erprobt, wobei damals eine Kraftstoffersparnis von über 20% gegenüber damaligen Triebwerken nachgewiesen werden konnte. Der Begriff Propfan unterstreicht hierbei, dass der beim Vortrieb zum Einsatz kommende Rotor durch eine Kombination aus Propeller und Fan hervorgegangen ist, wobei die hohe Vortriebseffizienz eines Propellers mit der Fähigkeit des Fans, bei hohen Reisefluggeschwindigkeiten zu arbeiten, kombiniert wird. Dies hat die Folge, dass nachgewiesenermaßen hohe Reisefluggesch^'windigkeiten bis Ma 0,86 bei hoher Kraftstoffeffizienz mit offenen Rotoren geflogen werden können. Rotoren, deren Blätter aerodynamisch ähnlich eines Propfahs ausgelegt sind, weisen oft eine geringe relative Dicke sowie eine kontinuierliche oder progressive Pfeilung zur Blattspitze hin auf, um die kritische Machzahl erst bei möglichst hohen Anströmmachzahlen an der Blattspitze zu erreichen. Darüber hinaus können sie aus demselben Grund über eine Zuspitzung verfügen. Zudem kommen im Profilschnitt oft fortschrittliche, transsonische bis superkritische Pröfilierungen, auch unter Anwendung der Flächenregel, zum Einsatz. Durch die erwähnten Maßnahmen wird die kritische Machzahi an den Blattspitzen erst bei relativ hoher Umlaufgeschwindigkeit der Blätter erreicht, was dazu führt, dass bei relativ hoher Reisegeschwindigkeit, respektive Blattanströmung, bis hin zu einer Machzahl von bis zu 0,86 in einer Reiseflughöhe von über 10000 m geflogen werden kann. Diese Fluggeschwindigkeit ist mit Turboprop-Anordnungen in diesem Maße nicht möglich. Des Weiteren zeichnen sich die Blätter von Propfanrotoren oft durch eine über die Schaufelerstreckung veränderte und insgesamt vergrößerte Blatttiefe aus. Gemeinsames Kennzeichen der Propfan- oder Open Rotor Technologie ist es, dass zum Vortrieb mindestens ein offen drehender Rotor ohne Ummantelung zum Einsatz kommt, der das Erreichen hoher Nebenstromverhältnisse von um oder über^' 20:1 und eines signifikant verbesserten Vortriebswirkungsgrads ermöglicht, oft in Verbindung mit einer vergrößerten Rotorfläche und mit der Folge einer deutlich verbesserten Kraftstoffeffizienz.

Besonders hohe Wirkungsgrade werden insbesondere durch zueinander gegenläufige Rotoren, sogenannte Counter Rotating TurbofanS CRTF, erreicht, die u. a. durch den Energierückgewinn des Propellerdralls, durch sogenanntes swirl recovery, den Wirkungsgrad der Rotoren um weitere 7-8% im Reiseflug und bis zu 12% beim Start heraufsetzen. Somit werden bei bisherigen Auslegungen Vortriebswirkungsgrade von bis zu 92% in der Theorie und bis zu 87% in der Praxis im installierten Zustand bei denen für Standardkurz^'streckenflugzeugen gewünschten. Reisefluggeschwindigkeiten von Ma 0,78 erreicht. Der Vortriebswirkungsgrad von heutigen Triebwerken von Kurzstreckenflugzeugen des Technologiestandes des Jahres 2000 mit nur moderat hohen Nebenstromverhältnissen um 5-6 liegt dabei bei nur 0,70 - 0,72, hier für den besten Fall des Reisefluges. Da der Vortriebswirkungsgrad direkt in den spezifischen Brennstoffverbrauch mit eingeht, haben bisherige Open-Rotor Konfigurationen damit das Potential, den Kraftstoffverbrauch nennenswert zu verbessern. Real geht man dabei davon aus, dass sich von diesem Potential auch ein Großteil in der Praxis verwirklichen und der spezifische Kraftstoffverbrauch um 15- 20% verbessern lässt, gemessen ah den Triebwerken des Jahres 2000.

Zwei zueinander gegenläufige Rotoren besitzen dabei zudem das Potential, bei gleichbleibendem Fandurchmesser und geringer Drehzahl einen großen Massenstrom durch das Triebwerk zu bewegen. Zudem sind durch das niedrigere Fändruckverhältnis weniger Rotorblätter in jeder Stufe notwendig, was sich günstig auf die Triebwerksmasse und auf die Lärmentwicklung, insbesondere hinsichtlich des durch Interferenzen bedingten Lärms zwischen beiden Rotoren, auswirken kann.

Bei der Open-Rotor Integration am Flugzeug sind seit langer Zeit bisher drei hautsächliche Herausforderungen ungelöst, wobei zwei von diesen miteinander ursächlich in Verbindung stehen. Für die Open- Rotor Technologie ist eine vergrößerte Schubquerschnittsfläche, also Rotorfläche, notwendig, um mit einem hohen Massenstrom und geringer Geschwindigkeitserteilung durch den Rotor eine deutlich höhere Kraftstoffeffizienz erreichen zu. können. Diese vergrößerte Rotorfläche ist nach dem Stand der Technik nur durch eine Erhöhung der Spannweite, also eine Erhöhung der Erstreckung der Rotorschaufeln, möglich. Die Rotationswinkelgeschwindigkeit dieser Schaufeln wird vorgegeben aus dem Gasturbinen- prozess durch die Winkelgeschwindigkeit der Turbinenstufe, welche diese Rotorschaufeln antreibt. Mit der großen Erstreckung der Rotorschaufeln und dem dadurch bedingten großen Rotordurchmesser ergeben sich damit sehr hohe Umfangsgeschwindigkeiten an den Blattspitzen des Rotors. Diese führen zu übergeschwindigkeitsbedingten Lärmabstrahlungen, die eine besondere Intensität in radialer Richtung innerhalb der Rotorebene erreichen können. Diese zeigen sich erfahrungsgemäß in einer unvorteilhaft erhöhten Außenschallwahrnehmung der Flugzeugkonfiguration durch den fanährilichen Rotor, also durch den so genannten Fan- bzw. Rotorlärm, besonders beim Start und Steigflug im Flughafennahbereich. Zum Zweiten führen die überkritischen und zum Teil instationären Anströmungen an den Spitzen der Fanblätter, die mit dem Lärm in Verbindung stehen, gleichermaßen zu Schwingungsanregungen in den Rotorblättern. Diese breitet sich. aufgrund des großen Rotordurchmessers radial über die große Schaufelerstreckung begünstigt aus, werden mitunter verstärkt durch Schwingungsresonanzen aufgrund der großen Blattlänge und finden als Vibration und Lärm ihren Weg sowohl über das Fluid als auch über die strukturellen Anbindungen.des Triebwerkes in die Flugzeugzelle und Passagierkabine. Innerhalb der Kabine erhöht sich somit bisher das Lärmniveau, mitunter auch das Vibrationsniveau, außerhalb der Kabine erhöht sich der Lärmpegel bisher signifikant durch den Rotorlärm.

Zum Dritten weisen heutige Verkehrsflugzeuge aus Sicherheitsgründen gemäß des Redundanzprinzips mindestens zwei voneinander unabhängige Triebwerke mit jeweils zugeordneten Rotoren auf. Gleichzeitig Ist es charakteristisches Merkmal der Open-Rotor Technologie, dass sich die Rotoren im Medium frei bewegen können und somit in radialer Richtung nach außen nicht durch eine Ummantelung oder Verkleidung umgeben sind. Kommt es nun, womit im Rahmen einer nachhaltigen Sicherheitsbetrachtung immer gerechnet werden muss, zu einem Bruch oder Komponentenversagen innerhalb des Rotors, so können Teile des Rotors durch' die wirksamen Zentrifugalkräfte aus dem Rotor nach außen hinausgeschleudert werden. Rein architekturbedingt ergibt sich in einem solchen Schadensfall damit immer ein sogenanntes ,',Uncontained Engine Failure".

Durch die gegenüber Turbofantriebwerken bei Open-Rotor Triebwerken höhere Umfangsgeschwindigkeit der Rotoren, ihres vergleichsweise höheren Durchmessers und der höheren Eigenmasse der in der Drehbewegung befindlichen Komponenten, verfügen diejenigen Bruchteile (debris), die im Schadensfall den Rotor verlassen, über eine gesteigerte kinetische Energie, die potentiell dazu geeignet ist, für den sicheren Flug wesentliche Komponenten des Flugzeuges, wie in etwa die bedruckte Passagierkabine, Treibstoff- und Flugsteuerungssysteme, Flügel, Tanks und Steuerflächen etc. zu durchschlagen und sie dabei sicherheitsrelevant zu beschädigen. Damit müssen bei der Positionierung dieser Antriebssysteme diese Umstände unbedingt mit berücksichtigt werden.

Hinsichtlich des Antriebssystems ist es zudem zusätzlich besonders maßgeblich relevant, dass im Schadensfall austretende Teile eines Rotors nicht den Rotor eines weiteren und unabhängigen Triebwerkes treffen und diesen ebenfalls außer Kraft setzen können, womit das Redundanzprinzip des Flugzeuges aufgehoben wäre. Bisherige vorgestellte Flugzeugkonfigurationen für die Open-Rotor- Antriebsintegration nehmen auf diesen sicherheitsrelevanten Tatbestand oft nicht ausreichend Rücksicht. Die Platzierung von Open-Rotor-Triebwerken wie bei Turbofantriebwerken direkt nebeneinander, wie dies bei Konfigurationsstudien nach dem Stand der Technik gezeigt wurde, birgt die Gefahr, dass im „Rotor Burst Falle" eines Triebwerks beide Triebwerke durch Bruchstücke der Rotoren beschädigt werden und damit die Antriebsredundanz eines Flugzeuges außer Kraft gesetzt wird.

Nach dem Stand der Technik ist daher die Anordnung von Open-Rotor Triebwerken am Passagierflugzeug seit längerem insgesamt unbefriedigend gelöst und in ihrer Anordnung der Triebwerke am Flugzeug bisher stark limitiert. In der Praxis ist bei zweimotorigen Transportflugzeugen, abgesehen von einzelnen Forschungsflugzeugen, nur eine unvorteilhafte Triebwerksanordnung im hinteren Bereich des unbedruckten Hecks sicherheitsbedingt möglich, wobei das Seitenleitwerk zum Schutz zwischen den beiden Rotoren abschirmend platziert ist. Es sollte so im Schadensfall verhindern, dass nach einem Bruch in einem Rotor auch der zweite Rotor schadhaft beeinflusst werden könnte, w„as sonst ein Triebwerksredundanzkonzept unwirksam gemacht hätte. Dabei ist es in der Technik umstritten, ob das Seitenleitwerk überhaupt so strukturell ausgelegt werden könnte, dass es eine wirksame Abschirmung der Rotoren in der Praxis im Fehlerfäll gewährleisten könnte. Wenn dies in der Praxis gelänge, so fiele jedenfalls das Seitenleitwerk strukturell bedingt sehr schwer aus. Des Weiteren können aber im Falle des Ro- torburst bei dieser Anordnung nach wie vor für den sicheren Flug notwendige Komponenten des Flugzeuges sicherheitsrelevant beschädigt werden, da zum Beispiel, auch wenn die Anordnung der gepfeilten Leitwerksteuerflächen außerhalb der Rotorenebene gelingt, Steuer- und Hydraulikleitungen die Rotorebenen in Längsrichtung durchqueren müssen.

Für das Flugzeug ist die bisher gezeigte Heckanordnung der Triebwerke aber insgesamt sehr unbefriedigend, weil dadurch schwerpunktsbedingt nicht nur die Lage der Tragflächenanordnung, sondern im Wesentlichen die gesamte Flugzeugkonfiguration über die Triebwerkslage vorgegeben wird. Durch die hintere Triebwerksposition ist der Einfluss auf den Schwerpunkt groß, die Beladung des Flugzeuges mit Nutzlast und Treibstoff kann daher nicht so flexibel vollzogen werden, wie es wünschenswert wäre, was die Einsatzflexibilität des Flugzeuges herabsetzt. Die Leitwerkshebelarme fallen klein aus, weshalb die Leitwerksflächen groß ausgeführt werden müssen, was den Widerstand und das Gewicht heraufsetzt. Zudem fallen durch die Hecktriebwerkslage auch die Trägheitsmomente um die Querachse des Flugzeuges groß aus, was die Leitwerksflächen weiter erhöht. Zudem muss ein nochmals vergleichsweise schweres T-Leitwerk installiert werden, welches noch schwerer ausfällt, wenn dieses ein strukturelles Shielding zwischen den zwei offenen Rotoren ermöglichen soll, oder, wenn ein Trimmable Horizontal Stabilizer installiert werden soll, der bei Verkehrsflugzeugen Standard ist. Auch der Trimmwiderstand kann im Reiseflug, konfigurativ bedingt durch Schwerpunktslage und Leitwerkshebelarme, erhöht sein. Aus Sicherheitsgründen müssen die offen Rotoren dabei an einem Längenabschnitt des Flugzeuges entlang der Rumpf längsachse positioniert werden, wo keine Druckkabine mehr besteht, da sonst die Druckkabine im Bruchfall durch Bruchstücke durchschlagen und beschädigt werden könnte. Darüberhinaus müssen die offen Rotoren mit vergrößerter Rotorfläche mit langen, schweren und widerstandserzeugenden Pylonen am Heck des Flugzeuges angebracht werden. Obwohl die Rotoren im Fluid offen laufen, ist trotzdem eine kleinere Triebwerksgondel notwendig, die die bespülte Fläche des Flugzeuges weiter erhöht und somit zum Null- und Interferenzwiderstand des Flugzeuges beiträgt. Durch das örtliche Zusatzgewicht im Heckbereich wird die Schwerpunktsproblematik weiter verschärft.

Das bisher ungelöste Hauptproblem besteht also darin für das Flugzeug eine sichere Anordnungsform für offene Rotoren zu finden so, dass für den sicheren Flug wesentliche Komponenten des Flugzeuges nicht beschädigt werden können. Zudem gilt es als bisher ungelöst, eine Anordnungsform für offene Rotoren so zu finden, die abgesehen von der durch das Triebwerk verbesserten Leistung auch die Leistungsfähigkeit und Einsatzflexibilität des Kernflugzeuges erhält oder verbessert.

Dem Stand der Technik nach ist es bekannt, Propeller den Rumpf eines Flugzeuges umgebend anzuord-, nen.

Nach CH 235699 sind Flugzeuge bekannt, bei dem ein Propeller in den Rumpf eingebaut ist und auch mehrere im Drehsinn zueinander gegensinnig laufende Propeller am Rumpf verwendet werden können. Die Propeller sind in Flugrichtung hinter der Tragflächenanordnung angeordnet, damit die Anordnung von Waffen am Flügzeug leichter gelingt und mit diesen nicht der„Propellerkreis" durchgeschossen werden muss. Das Flugzeug weist innerhalb des Rumpfes keine Druckkabine auf. Die Motoreneinrichtung ist innerhalb eines Flugzeugrumpfes montiert und treibt über ein Ritzel, welches größtenteils innerhalb der Rumpfbegrenzung rotiert, einen über einen Lagerring gelagerten Umlaufring größeren Durchmessers an. Der Antrieb gelingt hierbei über eines an diesem Umlaufring angebrachtes innenverzahntem Zahnrad. Da der eine Lagerring mit kleinerem Durchmesser starr mit dem Rumpf verbunden ist und dieser über den vollen Wjnkelumfang geschlossen, also nicht unterbrochen ausgeführt ist, muss bei dieser Anordnung das Motorritzel entlang der Rumpflängsachse vor oder hinter dem Lagerring die Rumpfaußenhaut über eine Öffnung durchbrechen, um mit dem innenverzahnten Umlaufring größeren Durchmessers in Kontakt zu kommen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass der Motor innerhalb der Rumpfanordnung installiert ist, wobei keine gesonderte Luftzufuhr und Abgasabfuhr vorgesehen ist, was den dauerhaften Betrieb luftatmender Motoren erschwert und darüberhinaus Volumen innerhalb der Rumpfanordnung in Anspruch nimmt, welches für etwaige Transportaufgaben nicht mehr zur Verfügung steht. .

Ein zusätzlicher wichtiger Nachteil besteht darin, dass der Propeller am Heckbereich des Flugzeuges angeordnet ist. Damit gelangen Verwirbelungen der Tragfläche in den Propeller und zeigen sich erfahrungsgemäß in der Interaktion mit diesem, z.B. wie auch bei der Piaggio Avanti bekannt, durch eine erhöhte Lärmabstrahlung des Propellers. Das Flugzeug wird daher erfahrungsgemäß im Betrieb eine erhöhte Lärmintensitität in der Außenwahrnehmung aufweisen.

Ein weiterer Nachteil ist es, dass das Leitwerk am Heck unpassend klein ausgeführt werden muss, damit der Propeller nach hinten hin demontiert werden kann. Dies hat zusätzlich die Folge, dass die Leitwerke vom Propellerstrahl nicht mehr angestrahlt werden. Generell ist es ein Nachteil von Umlaufpropellern in Heckiage, dass diese durch die Leitwerke am Heck hinter dem Propeller und durch die Tragfläche in Front schlecht vom Flugzeug abnehmbar sind und dafür zerlegt werden müssen.

DE 1884 174 bezeichnet ein Triebflügelflugzeug, welches sowohl den Auftrieb, um das Fluggerät zu tragen, als auch den Vortrieb, um das Fluggerät zu treiben, über sich drehende Rotoren großer radialer Erstreckung aufbringt, die mit Teilen des Rumpfes kinematisch geschwenkt werden können und Teile des Rumpfes umgeben. Die Rotoren werden über zugeordnete Blattspitzenantriebe angetrieben. Das Flugzeug kann dabei vertikal starten und landen. Nachteil dieser Anordnung ist jedoch die hohe Komplexität dieser Konfiguration und Empfindlichkeit bei einem etwaigen Ausfall eines Teilsystems, zum Beispiel des Schwenkmechanismus zumindest eines Rotors. Die Rotoren sind dabei in ihrer radialen Längenerstreckung recht groß ausgeführt, sodass eine sichere Landung bei Ausfall eines Schwenkmechanismus bereits nicht mehr gelingt. Zudem ist bei diesem Fluggerät durch den Blattspitzenantrieb und die Fähigkeit, durch drehbare Rotoren nahezu vertikal starten und landen zu können, mit einem hohen absolutem und leistungsspezifischen Energieverbrauch wie auch mit einer hohen Lärmintensität im Betrieb zu rechnen. Im Bruchfäll eines Rotors können durch austretende Bruchstücke hoher Energie für die Flugsicherheit wesentliche Kompo'nenten des Fluggerätes beschädigt werden, wie beispielsweise die Fahr- werksanordnung und Leitwerke. Bei Ausfall eines Rotorsystem ist das Fluggerät darüberhinaus nicht mehr flugfähig. Aufgabe der Erfindung

Aufgabe dieser Erfindung ist es, für eine Flugzeugkonfiguration eine sichere Anordnungsmöglichkeit, Ausführungsform und Antriebsform für beschaufelte Rotoren zu finden, die sich auch im Sinne des Open Rotor Konzeptes für außen frei rotierende Antriebsrotoren und für Antriebsrotoren hoher kinetischer Energie eignet, und die sich dadurch auszeichnet, dass die im Bruchfalle des Rotors von der Zentrifugalkraft beschleunigten Bruchstücke weitere für die sichere Durchführung des Fluges wichtige Bauteilkomponenten des Flugzeuges, insbesondere auch die Druckkabine, weniger wahrscheinlich treffen und beschädigen können.

Aufgabe dieser Erfindung ist es des Weiteren, Lösungen für Antriebsrotoren und Antriebssysteme am Flugzeug zu finden, die ein hohes Nebenstromverhältnis bis hin zu den heute üblichen hohen Reisefluggeschwindigkeiten turbofangetriebener Verkehrsflugzeuge ermöglichen, sowie den abgestrahlten Lärm während des Antriebs zu reduzieren und die Kraftstoffeffizienz des angetriebenen Flugzeuges nachhaltig zu steigern.

Erfinderische Lösung

Die Erfindung wird gelöst durch ein Flugzeug mit:

- einer zumindest abschnittsweisen zylindrisch gestreckten Rumpfanordnung F mit einer räumlichen Haupterstreckung in Richtung einer Rumpflängsachse FA, diese Rumpfanordnung F zur bedarfsweisen Unterbringung von Nutzlast, wobei die Rumpfanordnung F zumindest abschnittsweise in der Funktion einer Druckkabine P mit einem Innendruck bedruckbar ist,

- einer fest an die Rumpfanordnung F des Flugzeugs angebundenen Tragflächenanordnung W, zur Generierung eines das Flugzeug tragenden Auftriebs, wobei die im Horizontalflug erzeugte Kraftkomponente des Auftriebs senkrecht zur Rumpflängsachse FA gegenüber der Komponente längs zur Rumpflängsachse FA deutlich überwiegt,

- mit einer bedarfsweise einziehbaren und wieder ausfahrbaren Dreipunktfahrwerksanordnung GA mit mehreren drehbar gelagerten Rädern WE zur statisch bestimmten Abstützung des Flugzeuges entgegen der Bodenebene BO im bodenbündigen Betrieb, bestehend aus zwei strukturell an die Tragflächenanordnung W angebundenen Hauptfahrwerksbeinen GAM und einem an der Rumpfanordnung F strukturell angebunden ßugfahrwerksbein GAA, wobei das Bugfahr- werksbein GAA entlang der Rumpflängsachse FA in Flugrichtung FR vor den Hauptfahrwerksbeinen GAM angeordnet ist, - einer Motorenanordnung E, bestehend aus wenigstens einem Motor, zur Generierung einer dem Flugzeug zur Verfugung stehenden Antnebsleistung,

- wenigstens einem mit mehreren Rotorschaufeln ß beschaufelten Rotor R zur zumindest teilweisen Umwandlung von Antriebsleistung der Motorenanordnung E in eine das Flugzeug treibende Vortnebsleistung durch Rotation des beschaufelten Rotors R um eine geometrische Rotationsachse RA , wobei sich bei Rotation der Rotorschaufeln Θ des beschaufelten Rotors R im Umlauf geometrisch eine von den Rotorschaufeln ß uberstrichene geometrische Rotorfläche RAE ergibt, dieser beschaufelte Rotor R in seiner radialen räumlichen Erstreckung einen kleinsten Innendurchmesser 10 und einen größten Außendurchmesser OD aufweisend, wobei dieser beschaufelte Rotor R, mit im Einstellwinkel verstellbar ausgeführten Schaufeln ß ausgerüstet ist, dieser beschaufelte Rotor R ebenfalls eine räumliche Langserstreckung entlang seiner geometrischen Rotationsachse RA aufweisend, wobei innerhalb dieses Bereiches seiner Längserstreckung Rotorebenen RP senkrecht zu seiner geometrischen Rotationsachse RA als geometrisches Hilfsmittel kennzeichenbar sind, um einen möglichen Auswirkungsbereich dieses Rotors R zu erfassen,

- wenigstens einem Getriebe G zur Übertragung der Antriebsleistung wenigstens eines Motors der Motorenanordnung E auf wenigstens einen beschaufelten Rotor R,

- wenigstens einer Lageranordnung S, dadurc h gekennzeichnet, dass wenigstens ein beschaufelter Rotor R mit mindestens einer Lage ranordnung S, drehbar die Rumpfanordnung F umgebend gelagert ist, sowie, dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor R ungefähr in Richtung der Rumpflängsachse FA durch wenigstens eine Lageranordnung S zur Rumpfanordnung F axial fixiert ist, und dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor R zugleich m radialer Richtung außen dabei denjenigen Abschnitt einer zumindest abschnittsweisen zylindrisch gestreckten Rumpfanordnung F eines Flugzeuges ringförmig umgibt, welcher in ein er der Rotorebenen RP dieses Rotors R betrachtet, zumindest anteilig in der Funktion einer Druckkabine P bedruckbar ist und, dass zumindest in einer der Rotorebenen RP des beschaufelten Rotors R keine weiteren für den un mittelbar sicheren Betrieb des Flugzeuges wesentlichen Komponenten des Flugzeuges angeordnet sind, und dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor R, entlang der Rumpflangs achse FA m Flugnchtung FR gesehen, vor der Tragflügelanordnung W angeordnet ist und zugleich die geometrische Rotationsachse RA mindestens eines beschaufelten Rotors R, entlang einer Richtung der Flugzeughochachse VA, ausgehend von der Bodenebene BO aus gesehen, in einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung W und senkrecht zur Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R liegt, so angeordnet ist, dass sie sich oberhalb des, sich in dieser Ebene ergebenen minimalen Vertikaln iveaus MV der oberen Oberfläche der Tragflugelanordnung W, befindet so, dass in einer Rotorebene RP dieses einen beschaufelten Rotors R der uberwiegende Flachenanteil, der im Umlauf von den Roto rschaufeln ß des beschaufelten Rotors R uberstnchenen geometrischen Rotorflache RAE, von der Bodenebene BO aus betrachtet, oberhalb der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt so, dass die auf die, entgegen der Flugrichtung FR nachgeordnete Tragflächenanordnung W bewirkte Staudruckerhöhung des Propellerstrahls mindestens dieses einen beschaufelten Rotors R überwiegend oberhalb der Tragflächenanordnung W erfolgt und, dass mindestens dieser eine Rotor R in Richtung der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F zwischen dem Bugfahrwerksbein GAA und den Hauptfahrwerksbei- nen der Hauptfahrwerksanordnung GAM so angeordnet ist, dass, in jeder der Rotorebenen RP dieses einen beschaufelten Rotors R betrachtet, der größte Außendurchmesser OD dieses einen Rotors R kleiner ist als der, mit durch die Fahrwerksanordnung GA vorgegebene, doppelte minimale Abstand der Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R von der Bodenebene BO, dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor R mit wenigstens einem Motor der Motorenanordnung E, der außerhalb der Druckkabine P angeordnet ist, über Getriebe F, kinematisch gekoppelt ist, und durch diesen in Rotation versetzt werden kann, um eine, das Flugzeug treibende Vortriebskraft zu erzeugen, dessen Kraftkomponente in Richtung der Rumpflängsachse FA gegenüber der Kraftkomponente senkrecht zur Rumpflängsachse FA deutlich überwiegt.

Die besondere Wirkungsweise der Erfindung entsteht durch eine besondere Kombination einzelner oder mehrerer für sich erfinderischer Aspekte.

Gemäß eines wichtigen Aspektes der Erfindung wird wenigstens ein beschaufelter Rotor R so eine zumindest abschnittsweise bedruckbare Rumpfanordnung F, diese ringförmig umgebend drehbar gelagert angeordnet, dass der Rotor R in einer seiner Rotorebenen RP, welche im Bereich seiner Längenerstreckung entlang seiner Rotorachse RA senkrecht zu dieser angeordnet sind, zumindest einen Teil einer Druckkabine P, der innerhalb der Rumpfanordnung F liegt, umgibt. Dies hat^' erfindungsgemäß die Fölge, dass sich im Falle eines Rotorbruchs im Betrieb Bruchstücke des Rotors R von der Rumpfanordnung F, aber insbesondere der Druckkabine P, durch die wirksamen Fliehkräfte entfernen. Dadurch können erfindungsgemäß diese Bruchstücke die Druckkabine P und Rumpfanordnung F mit ihrer hohen kinetischen Energie gar nicht mehr sicherheitskritisch beschädigen. Dies ist sowohl am Boden im unbedruckten Zustand der Druckkabine P der Fall, als auch im bedruckten Zustand der Druckkabine P im Reiseflug. Erfindungsgemäß umgibt der Rotor, in einer seiner Rotorebenen RP gesehen, denjenigen Querschnitt der Rumpfanordnung F, welcher in dieser Ebene, zumindest abschnittsweise gemäß, einer Druckkabine P bedruckbar ist. Das bedeutet, dass zum Beispiel im Rumpfquerschnitt auch nur ein Bereich als Druckkabine P ausgeführt sein kann, beispielsweise nur eine Passagierkabine im oberen Bereich des Rumpfquerschnittes, während es im unteren Bereich einen unbedruckten Bereich für Fracht, für Systeme, Triebwerke, Fahrwerke oder ähnliches gibt. In einer weiteren wichtigen Ausführungsform ist dieser der Funktion einer Druckkabine P bedruckbare Abschnitt nun wirklich mit einem Überdruck bedruckt so, dass die Druckkabine P innerhalb der Rumpfanordnung einen Überdruck zu einem Bereich außerhalb der Druckkabine P innerhalb oder außerhalb des Flugzeuges aufweist, zum Beispiel zu demjenigen Bereich, außerhalb der Rumpfanordnung F, in dem wenigstens ein Rotor R im Fluid rotiert. Der beschaufelte Rotor R ist dabei drehbar zu der Rumpfanordnung F durch wenigstens eine Lageranordnung S gelagert und ungefähr in Richtung der Rumpflängsachse FA durch wenigstens eine Lageranordnung S fixiert angeordnet. Ungefähr zur Richtung der Rumpflängsachse FA bedeutet in diesem Zusammenhang, dass der beschaufelte Rotor R auch einen üblichen Antriebssturz (in etwa bis maximal 12°) in Bezug zur Rumpflängsachse FA in einer Ebene oder auch räumlich aufweisen kann.

Darüber hinaus ist es ein weiteres erfindungsgemäßes Merkmal, dass ein oder mehrere Rotoren R so entlang der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F angeordnet sind, dass in allen der Rotorebenen RP eines Rotors, die senkrecht zur Rotationsachse RP des beschaufelten Rotors R und innerhalb seiner Längserstreckung angeordnet sind, keine weiteren für den unmittelbar sicheren Flug des Flugzeuges notwendigen wichtigen sicherheitskritischen Komponenten angeordnet sind. So können auch diese im Bruchfalle eines beschaufelten Rotors R nicht sicherheitskritisch beschädigt werden.

Zu den für die unmittelbar sichere Durchführung des Fluges wichtigen Komponenten können beispielsweise die Steuerflächen, die Spoiler, das Hochauftriebssystem, die Tragflächenanordnung, Kraftstoff- und Flugsteuerungssysteme und wichtige Energieverteilungssysteme mit ihren Leitungen und Reservoirs, ggf. auch Leitwerksanordnungen und Fahrwerksanordnungen sowie natürlich die Druckkabine, Tanks und weitere Triebwerke zählen. Im Zweifel kann man sich hier an den Zulassungsvorschriften des Flugzeuges mit orientieren.

Ein alternatives Verfahren führt hier zu einer weiteren Ausführungsform der Erfindung. Um eine solche geeignete Anordnüngspositiort am Rumpf für offenen Rotoren zu finden, könnte man als eine Möglichkeit, z.B. in der Ebene eines Flügels, einen Kegel mit der Kegelbegrenzung, ausgehend von den Erstre- ckungsgrenzen des beschaufelten Rotors R mit einem bestimmten definierten und geeigneten Öffnungskegel, z.B. von 2 x 15°, der auch über geeignete Statistiken und Untersuchungen näher referen- ziert werden kann, so definieren, dass es statistisch wahrscheinlich erscheint, dass die Flugbahn von Bruchstücken, die den Rotor R unter Wirkung der Zentrifugalkräfte bei einem geeigneten Betriebszustand im Bruchfall verlassen, innerhalb genau dieses Kegels liegt. Lässt man diesen Kegel nun um die Rotationsachse des Rotors im Raum um den Winkelbereich von 360° rotieren, so ergibt sich ein toru- sähnlicher Rotationskörper unendlicher radialer Außenerstreckung. Gewährleistet man nun, durch gedankliches Verschieben des beschaufelten Rotors R entlang des Rumpfes F mitsamt dem orts- und richtungsfest angebundenen virtuellen Toruskörper, dass weder Flügel noch Leitwerke noch weitere unmittelbar wichtige Teile des Flugzeuges innerhalb dieses virtuellen Körpers liegen, so ist eine sichere Position für den Rotor R gefunden/an dessen Stelle der Rotor sich an der Rumpfanordnung F, drehbar gelagert, befestigen lässt. Auf diese Weise lassen sich auch mehrere beschaufelte Rotoren R entlang des Rumpfes F sicher platzieren.

Größere Flugzeuge weisen aus Sicherheitsgründen nach dem Redundanzprinzip mehrere, oft zwei, Triebwerke auf. Da Bruchstücke im Fehlerfalle aufgrund der großen Zentrifugalkräfte bei geeigneter materieller und massengeeigneter Auslegung schneller radial nach außen fliegen als sie in der Luftströmung stromab nach hinten driften, sind somit auch mehrere vorzugsweise unabhängige, entlang des Rumpfes F hintereinander gestaffelte beschaufelte Rotoren R bzw. Antriebssysteme möglich, ohne dass sich diese im Fehlerfall gegenseitig schadhaft beeinflussen. Damit ist ein ganz grundsätzlicher bisheriger Vorbehalt und Nachteil von Open Rotor Antriebssystemen und -Rotoren, nämlich der der sicheren Anordnung und Platzierung am Flugzeug, welcher den Praxiseinsatz bisher verhindern konnte, gelöst.

In einer weiteren möglichen und alternativen Ausführungsform könnte der Rotor R radial außen in seinem Umfang, zumindest über einen gewissen Winkelbereich des Rotors R, in Umfangsrichtung durch eine Verkleidung ummantelt ausgeführt sein. Diese Verkleidung kann auch einziehbar gestaltet sein, beispielsweise so, dass sie in Strömungsrichtung nach hinten hin so eingefahren oder eingeklappt werden kann, dass sie sich aerodynamisch möglichst gut in eine umgebende Rumpfkontur einfügt.

Die Verkleidung kann bei niedrigen Betriebsgeschwindigkeiten, insbesondere beim Start, den abgegebenen Triebwerksschub vorteilhaft heraufsetzen. Zudem kann diese Verkleidung helfen, den bei Start und Landung nach unten und zur Seite abgestrahlten Lärm durch Abschirmung zu reduzieren. Bei Reisefluggeschwindigkeit hingegen fällt. die Leistungseffizienz des Rotors höher aus, wenn die Ummantelung eingefahren und versenkt ist und den beschaufelten Rotor R nicht mehr zumindest teilweise in Umfangsrichtung radial umgibt.

Die Ummantelung könnte alternativ aber auch direkt außen am Rotor R mit angebracht sein und sich somit rotierend mitbewegen.

Nach einem besonderen Kennzeichen der Erfindung ist wenigstens ein beschaufelter Rotor R so ausgeführt, dass er ungemantelt frei im Fluid rotiert. Dadurch erreicht er in der Vortriebswandlung einen sehr hohen Wirkungsgrad.

Erfindungsgemäß ist der beschaufelte Rotor R insgesamt so ausgeführt, dass seine Rotorblätter B im Einstellwinkel zur Anströmung verstellbar sind. Dadurch lässt sich der hohe Wirkungsgrad des beschaufeiten Rotors R über einen breiten Geschwindigkeitsbereich des Flugzeuges nutzen. Die Einstellwinkeländerung an den Rotorschaufeln erfolgt durch übliche mechanische Einrichtungen in Verbindung mit Aktuatoren. Es kann auch jeder Rotorschaufel B ein separater Aktuator zugewiesen sein.

In einer weiteren sehr vorzugsweisen Weiterbildung der Erfindung sind zwei beschaufelte Rotoren R , installiert, die in einem zueinander gegensinnigen Drehsinn rotieren. Sie formen zusammen ein Rotorsystem. Auf diese Weise wird der Rotorwirkungsgrad des Rotorsystems gegenüber einem Einzelrotor um 7-8% im Reiseflug und um bis zu 12% beim Start verbessert. Dies trägt zu einer weiter vorteilhaft verbesserten Effizienz des Flugzeuges bei. Darüber hinaus erfährt das Flugzeug aufgrund der Drehung der beiden Rotoren R nicht einseitig ein Reaktionsmoment, da sich die Reaktionsdrehmomente der beiden Rotoren kompensieren. In einer weiteren Ausführungsform können auch zu diesen beiden beschaufelten Rotoren R ein oder mehr weitere Paare von zueinander gegensinnig rotierenden Rotoren R an beliebiger Rumpfposition, die Rumpfanordnung F umgebend, angeordnet sein. Darüber hinaus erfährt das Flugzeug aufgrund der Drehung eines Rotors R nicht einseitig ein Reaktionsmoment. Dieses wird durch den Betrieb jeweils zweier beschaufelter Rotoren R mit unterschiedlichen Drehsinn zueinander relativierend ausgeglichen.

Ein weiteres zusätzliches erfindungswesentliches Merkmal ist dadurch gegeben, dass wenigstens ein beschaufelter Rotor R an der Rumpfanordnung F nicht nur diese, umgebend angeordnet ist, sondern in einer bestimmten Weise gegenüber einer 3-Punkt Fahrwerksanordnung 6Ä mit einem Bugfahrwerk GAA, welche mit zur statisch bestimmten-Abstützung des Flugzuges gegenüber der Bodenebene BO im bodenbündigen Betrieb dient, so positioniert ist, dass wenigstens ein beschaufelter Rotor R an der Rumpfanordnung entlang der Rumpflängsachse FA zwischen einem an der Rumpfanordnung strukturell angebundenen Bugfahrwerk GAA und einer Hauptfahrwerksanordnung GAM positioniert ist, wobei diese an die Tragflügelanordnung W strukturell angebunden ist und zwei Hauptfahrwerksbeine beinhaltet. Da die Rotation beim Start sowie die Derotation bei der Landung im Wesentlichen mit ihrem Drehpunkt um die Räder der Hauptfahrwerksanordnung GAM stattfindet, besteht damit erfinderisch auch während dieser kritischen Phasen nicht die Gefahr, dass ein beschaufelter Rotor R auf der Bodenebene BO aufsetzt oder sich seine Bodenfreiheit während der Rotation oder Derotation des Flugzeuges unzulässig vermindert. Diese Verminderung wäre auch mit Blick auf etwaige Schäden durch Fremdkörper (FOD), die während des Startla^'ufes aufgewirbelt werden könnten und in den beschaufelten Rotor R gelangen könnten, nicht vorteilhaft. Ein Aufsetzen eines beschaufelten Rotors R auf der Bodenebene BO während der Rotation könnte mitunter fatale Folgen haben. Dagegen ist es einer Folge der Erfindung nach sogar der Fall, dass sich die verfügbare Bodenfreiheit des beschaufelten Rotors R zur Bodenebene BO während dieser kritischen Betriebsphasen erhöht. Zusätzlich liegen die Fahrwerksbeine der Hauptfahrwerksanordnung GAM in entgegengesetzter Flugrichtung RFD, also in etwa in Strömungsrichtung, hinterhalb wenigstens eines.Rotors R so, dass die Zuströmung des Rotors im ausgefahrenen Zustand der Fahrwerksanordnung nicht durch dieiHauptfahrwerksbeine gestört werden kann. Damit treten, ausgehend von diesen, keine Verwirbelungen in die Rotorebene ein, welche mit dem beschaufelten Rotor R erfahrungsgemäß so interagieren könnten, dass der Rotorlärm gesteigert würde. Damit wird ein järm- armer Betrieb gerade während der sensitiven Phase des Starts und der Landung begünstigt. Zwar können noch Verwirbelungen, ausgehend von der ausgefahrenen Bugfahrwerksanordnung GAA die beschaufelten Rotoren R erreichen, jedoch lässt sich das Bugfahrwerksbein aerodynamisch leichter so verkleiden, dass diese Verwirbelungen minimiert werden, so beispielweise durch eine das Bugfahrwerksbein profiliert umgebende leichte Verkleidung, oder auch zusätzlich durch eine Radverkleidung ähnlich eines sogenannten Rad -„Pantoffels". Diese Verkleidung kann auch mit einem Abweiser kombiniert werden, der von anderen Flugzeugen, z.B. vom Hauptfahrwerk der Concorde bekannt ist, um zu verhindern, dass Fremdkörper durch die Bugfahrwerksanordnung GAA aufgewirbelt werden können. Außer- dem ist das ßugfahrwerksbein von den Rotoren R vorzugsweise weiter entfernt und der aerodynamische Nachlaufbereich kann sich bei erhöhtem Anstellwinkel während Start und Landung auch außerhalb des Einflussbereiches der Rotorfläche befinden.

In einer weiteren möglichen Ausführungsform wäre es auch denkbar, die Bugfahrwerksanordnung GAA stromabwärts des beschaufelten Rotors R, also diesem nachfolgend, anzuordnen. Gemäß eines weiteren vorteilhaften Aspektes der Erfindung könnte im Nachlauf eines Fahrwerksbeines, insbesondere des Bug- fahrwerksbeins, in der unmittelbaren Sichtverbindung zwischen Fahrwerksbein und beschaufeltem Rotor R, eine absenkbare oder ausfahrbare abschirmende Schutzeinrichtung vorgesehen werden, welche erschwert, dass vom Fahrwerk aufgewirbelte Fremdkörper nachfolgend in den beschaufelten Rotor R geraten und diesen beschädigen können. Das Ausfahren kann dabei mechanisch elektrisch, hydraulisch oder mit Hilfe des Staudruckes oder gewichtskraftabhängig erfolgen. Alternativ könnte auch eine Art Schutzblech an ausgezeichneten Rädern des Fahrwerkes oder an den Fahrwerksklappen angebracht sein, das verhindert, dass Fremdkörper durch das Fahrwerk aufgewirbelt und in den Rotor geraten können.

Ein weiteres zusätzliches erfinderisches Merkmal ist es, dass wenigstens ein beschaufelter Rotor R zwischen einer Bugfahrwerksanordnung GAA und einer Hauptfahrwerksanordnung GAM in Richtung der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F so angeordnet ist, dass in einer jeden der Rotorebenen RP dieses einen beschaufelten Rotors R betrachtet, der größte Außendurchmesser OD dieses einen beschaufelten Rotors R kleiner ist als der, mit durch die Fahrwerksanordnung GA vorgegebene, doppelte minimale Abstand der Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R von der Bodenebene BO. Auf diese Weise kann der beschaufelte Rotor R bei sämtlichen üblichen Phasen des bodenbündigen Betriebs sicher rotieren, ohne mit der Bodenebene BO in Kontakt zu kommen. Es kann darüber hinaus vorteilhaft sein, den größten Außendurchmesser OD eines beschaufelten Rotors so zu wählen, dass der beschaufelte Rotor R zusätzlich einen Sicherheitsabstand zur Bodenebene BO aufweist. Dieser kann sicherheitstechnisch sinnvoll, z.B. um die 60 cm gewählt werden, oder sich auch nach der Geometrie der Räder der Bugfahrwerksanordnung GAA referenzieren. Der Abstand des beschaufelten Rotors R in einer der Rotorebenen RP des beschaufelten Rotors R ist durch die Geometrie der Fahrwerksanordnung GA, die Lage der Rotationsache RA des beschaufelten Rotors R sowie die Geometrie der Rumpfanordnung F in ihrem Querschnitt beeinflussbar.

Nach dem Stand der Technik ist es der Fall, dass der beschaufelte Rotor R stromabwärts der Tragflächenanordnung, den Rumpf umgeberid, angeordnet ist.

Ein ganz wesentlicher weiter Aspekt der Erfindung ist, dass wenigstens ein Rotor R, vorzugsweise auch zwei von ihnen, in Bezug zur Tragflächenanordnung W in Flugrichtung FR vor dieser positioniert ist. Damit kann die aerodynamische Anströmung des Rotors R nicht durch die Tragflächenanordnung W gestört werden. Somit treten im Gegensatz zum Stand der Technik keine Verwirbelungen der auftriebserzeugenden Tragfläche W in den beschaufelten Rotor R, welche erfahrungsgemäß den vom beschaufelten Rotor R abgestrahlten Lärm stark erhöhen würden. Zudem erfahren vor der Trägfläche angeordnete beschaufelte Rotoren R in ihrer Anströmung über ihre Rotorfläche eine weitgehend homogene Geschwindigkeitsverteilung. Dies wäre nicht so, wenn ein erfindungsgemäßer beschaufelter Rotor R dem Stand der Technik entsprechend hinter der Tragfläche positioniert wäre, da die Tragflächenanordnung W an Ober- und Unterseite zur Auftriebserzeugung im Fluid eine unterschiedliche Geschwindigkeitsverteilung induziert und der beschaufelte Rotor R, dieser Tragflächenanordnung W nachgeschaltet, bedingt durch die Erstreckung seiner geometrischen Rotorfläche RAE, sowohl den Nachlauf der Tragfläche der Oberseite als auch den aerodynamischen Nachlauf der Tragflächenunterseite umfasst, wobei beide zueinander starke Druck- und Geschwindigkeitsdifferenzeh aufweisen, was bekannte Randwirbel, die an den Tragflächenspitzen als Wirbelschleppen abgehen, beweisen.

Durch Anordnung der beschaufelten Rotoren R vor der Tragflächenanordnung W gelingt erfindungsgemäß ein weiterer lärmarmer Betrieb des Flugzeuges. Sind zugleich, einer sehr vorzugsweisen Ausführungsform der Erfindung zur Folge, zwei beschaufelte Rotoren R mit einem zueinander gegensinnigen Drehsinn vor der Tragflächenanordnung W angeordnet, so gelingt die Anströmung der Tragflächenanordnung W im Gegensatz zum Stand der Technik zudem vorteilhaft weitestgehend drallfrei.

Ein weiteres wichtiges Kennzeichen der Erfindung ist es, dass die geometrische Rotationsachse RA mindestens eines beschaufelten Rotors R, in einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung W und senkrecht zur Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R liegt, und entlang der Richtung der Flugzeughochachse VA von der Bodenebene BO aus gesehen, oberhalb des sich in dieser Ebene ergebenen minimalen Vertikalniveaus der oberen Oberfläche der Tragflügelanordnung W, so angeordnet ist, dass in einer Rotorebene RP dieses einen beschaufelten Rotors R der überwiegende .Flächenanteil, der im Umlauf von den Rotorschaufeln B des beschaufelten Rotors R überstri- chenen geometrischen Rotorfläche RAE, von der Bodenebene BO aus betrachtet, oberhalb der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt so, dass die, auf die in entgegengesetzter Flugrichtung RFD nachgeordnete Tragflächenanordnung W bewirkte Stäudruckerhöhung des Propellerstrahls mindestens diesen beschaufelten Rotors R überwiegend oberhalb der Tragflächenanordnung W erfolgt.

Dadurch, dass der beschaufeite Rotor R in Strömungsrichtung vor der Tragflächenanordnung W angebracht ist, gelingt die Vortriebserzeugung erfindungsgemäß nicht nur lärmarm, sondern der zum Vortrieb notwendige Propellerstrahl trägt gleichzeitig auch noch zu einer erhöhten Auftriebserzeugung an der Tragflächenanordnung W bei. Durch diesen weiteren erfindungsgemäßen Synergieeffekt wird die Effizienz des Flugzeuges weiter vorteilhaft erhöht. Hintergrund ist, dass eine starre Tragflächenanordnung ihren Auftrieb dadurch bewirkt, dass ein Geschwindigkeitsunterschied im Fluid zwischen Tragflächen- Oberseite und Tragflächenunterseite induziert wird, der eine Druckdifferenz zwischen Ober- und Unterseite bewirkt. Einer vereinfachten Faustformel zufolge ist der an einer üblichen Tragfläche erzeugte Auftrieb zu 2/3 durch einen Unterdruck auf der Oberseite und zu 1/3 durch einen Überdruck auf der Unterseite der Tragfläche bedingt. Diese Faustformel trifft zwar nicht immer zu, da die genaue Geometrie der Tragfläche mit ausschlaggebend ist, aber die Tendenz stimmt, dass die von der Tragfläche erzeugten Übergeschwindigkeiten auf der Tragflächenoberseite in Bezug auf die freie Anströmung größer sind als die Geschwindigkeits- und damit auch die Druckänderung auf der Tragflächenunterseite.

Erfindungsgemäß wird nun die durch den beschaufelten Rotor R eingebrachte Leistung und somit induzierte Geschwindigkeitserhöhung im Fluid, also die Staudruckerhöhung, überwiegend oberhalb der Tragfläche in das Fluid eingebracht, was den Auftrieb erhöht. Dies wird erfindungsgemäß dadurch bewerkstelligt, dass die geometrische Rotationsachse RA mindestens eines beschaufelten Rotors R, iri einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung W und senkrecht zur Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R liegt, und entlang der Richtung der Flugzeughochachse VA von der Bodeneberie BO aus gesehen, oberhalb des sich in dieser Ebene ergebenen minimalen Vertikal- , niveaus der oberen Oberfläche der Tragflügelanordnung W, so angeordnet ist, dass in einer Rotorebene RP dieses einen beschaufelten Rotors R der überwiegende Flächenanteil, der im Umlauf von den Rotorschaufeln B des beschaufelten Rotors R überstrichenen geometrischen Rotorfläche RAE, von der Bodenebene BO aus betrachtet, oberhalb der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt so, dass die, auf die in entgegengesetzter Flugrichtung RFD nachgeordnete Tragflächenanordnung W bewirkte Staudruckerhöhung des Propellerstrahls mindestens dieses einen beschaufelten Rotors R überwiegenden oberhalb der Tragflächenanordnung W erfolgt.

Legt man einen beschaufelten Rotor R möglichst effizient aus, so verfügt dieser in. seiner Abströmung, über seine geometrische Rotorfläche RAE gesehen, über ein möglichst gleiches und homogenes Geschwindigkeitsfeld. Beim beschaufelten Rotor R kann deshalb von einer recht ähnlichen Abströmung zwischen Ober- und Unterseite der Rotorfläche RAE ausgegangen werden. Damit erfolgt auch die, vom Rotor R vor der Tragflächenanordnung W in das Fluid induzierte Leistung, dem überwiegenden Flächenanteil an der geometrischen Rotorfläche RAE entsprechend, ebenfalls überwiegend auf der Oberseite der Tragflächenanordnung W, was den Auftrieb des Flugzeuges neben der erbrachten Vortriebszeugung zusätzlich vorteilhaft steigert. Dies ist im Reiseflug von Vorteil, weil der notwendige Anstellwinkel des Flugzeuges kleiner gewählt werden kann und somit weniger Widerstand für das Flugzeug entsteht, was die Effizienz steigert. Beim Start und Steigflug sowie beim Durchstarten, also in den Flugphasen, in denen viel Auftrieb benötigt wird, kann bei einem bestimmten Anstellwinkel so mehr Auftrieb durch das Flugzeug erzeugt werden, was' ebenfalls einem Leistungszuwachs entspricht.

Ein ganz wesentlicher erfindungsgemäßer Vorteil ergibt sich darüber hinaus dadurch, dass der oder die Rotoren R in Flugrichtung FR der Tragflächenanordnung W vorgeschaltet sind und gleichfalls die Leit- Werksanordnung LW der Tragflächenanordnung W in Strömungsrichtung nachgeordnet ist. Damit kann der Rotor R, begünstigt durch das einziehbare Fahrwerk der Fahrwerksanordnung GA, beispielweise zur Wartung, Instandsetzung oder zum Austausch nach vorne, auch in einem Stück, über den Rumpf abgezogen werden. Er muss dafür nicht mehr zerlegt werden.

In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform verfügt das Flugzeug über eine Leitwerksanordnung, diese bestehend aus einer Höhenleitwerksanordnung und einer Seitenleitwerksanordnung. Diese Leitwerksanordnung ist in Richtung der Rumpflängsachse FA , in Flugrichtung FR gesehen, vor und in Strömungsrichtung hinter der Trägflächenanordnung W so erfindungsgemäß installiert, dass sowohl die Höhenleitwerksanordnung als auch die Seitenleitwerksanordnung zumindest absch ittsweise im direkten Nachlauf des von mindestens einem beschaufelten Rotor R erzeugten Propellerstrahls angeordnet sind. Die Leitwerke werden dabei zumindest anteilig im Propellerstrahl eines Rotors liegend mit einem erhöhten Staudruck beaufschlagt und fallen somit wirkungsvoller aus. Unter Umständen können sie auch durch ihre verbesserte Wirksamkeit mit einer kleineren Leitwerksfläche, also insgesamt widerstandsärmer, ausgelegt werden.

Dies ist besonders während des Starts in der Phase des Rotierens vorteilhaft, weil hier das Höhenleitwerk noch mit vergleichsweiser geringer Geschwindigkeit angeströmt wird. Bei Seitenwind ist es dagegen vorteilhaft, wenn auch die Seitenleitwerksanordnung noch effektiver arbeitet.

Generell kann der direkte Nachlauf eines von einem beschaufelten Rotor R erzeugten Propellerstrahls dadurch ermittelt werden, dass Geraden parallel zur Flugrichtung FR jeweils von den radialen Erstre- ckungsgrenzen eines beschaufelten Rotors R stromabwärts gezogen werden. Diese Geraden können sich alternativ auch an der Richtung der ungestörten aerodynamischen Zuströmung vor dem Flugzeug orientieren.

Generell ist es ein weiterer Vorteil der Erfindung, dass, falls mehrere Rotoren erfindungsgemäß an dem Flugzeug angebracht sind, bei einem Ausfall eines von diesen oder eines diesen zugeordneten Motors, beim Startlauf am Boden kein Moment um die Hochachse VA des Flugzeuges auftritt. Auch im Falle des Ausfalls eines Motors oder Rotors bleibt dann die Leitwerksanordnung zusätzlich bestromt und muss durch die zentrale Anordnung der Rotoren R zudem nicht wesentlich kompensatorisch mit Hilfe von Steuerbewegungen der Ruder eingreifen, wodurch die Leitwerke der Leitwerksanordnung LW von ihrer Fläche kleiner, also auch widerstandsärmer ausgelegt werden. könnten.

Gemäß einer Weiterentwicklung der Erfindung können einzelne Rotorblätter B wenigstens eines beschaufelten Rotors R in ihrem Einstellwinkel zur Luftanströmung unabhängig voneinander verstellt werden, und zudem über die Kreisumfangsposition des Rotors variieren, so, dass sich eine Vektorisierung des Schubes ergibt, die mit zur Steuerung, zur Trimmung, zur Widerstandsersparnis und zur Lärmminderung des Flugzeuges eingesetzt werden kann. Es lässt sich aber, wie zuvor beschrieben, der besondere erfinderische Aspekt der zusätzlichen Auftriebserhöhung durch mindestens einen beschaufelten .Rotor R auf diese Weise noch zusätzlich verstärken. Der Einstellwinkel einer jeden Rotorschaufel B ist dabei unabhängig zu den Einstellwinkeln weiterer Schaufeln B, vorzugsweise durch zugeordnete Aktuatoren, gemäß eines Individual Blade Control Konzepts, änderbar.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung besteht die Motoreneinrichtung E aus mehreren Motoren, wobei jedem beschaufelten Rotor R zur Leistungsversorgung mindestens ein bestimmter Motor der Motoreneinrichtung E zugeordnet ist. Auf diese Weise lassen sich auch die Redundanzanforderungen erfüllen, und so kann zürn Beispiel ein beschaufelter Rotor R von einem Motor der Motorenanordnung E und ein weiterer beschaufelter Rotor R, der sich auch gegensinnig drehen kann, von einem zweiten Motor der Motorenanordnung E angetrieben werden.

In einer weiteren Ausführungsform besteht die Motorenanordnung E aus mehreren Motoren, wobei aus einer der Rotorebene RP senkrecht zu seiner Rotationsachse RA eines beschaufelten Rotors R be- trachtet, diese Motoren so angeordnet sind, dass mindestens ein Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein GAA und dem rechten Hauptfahrwerksbein der Hauptfahrwerksanordnung GAM und mindestens ein zweiter Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein GAA und dem linken der Hauptfahrwerksbeine der Hauptfahrwerksanordnung GAM angeordnet ist. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E, auch in Spannweitenrichtung der Tragflächenanordnung W gesehen, vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden, wobei aufgrund der daher kleineren Trägheitsmomente die Flächen der Leitwerksanordnung LW widerstandsparend kleiner ausgeführt werden können.

In einer weiteren Ausführungsform ist wenigstens ein Motor der Motorenanordnung E, in entgegengesetzter Flugrichtung RFD, also in etwa in Strömungsrichtung gesehen, entlang der Rumpflängsachse FA hinter wenigstens aus einem beschaufelten Rotor R gebildeten Rotorsystem angeordnet. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Rumpflängsachse FA vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden, wobei aufgrund der damit kleineren Trägheitsmomente des Flugzeuges die Flächen der Leitwerksanordnung LW widerstandsparend kleiner ausgeführt werden können.

Darüber hinaus ist gemäß einer vorzugsweisen Weiterbildung der Erfindung wenigstens ein Motor der Motoreneinrichtung E entlang der Hochachse VA des Flugzeuges, in vertikaler Richtung von der Bodenebene BO aus gesehen, unterhalb der Tragflächenanordnung W angeordnet. Auch auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Hochachse VA des Flugzeuges vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden, wobei aufgrund der damit kleineren Trägheitsmomente des Flugzeuges die Flächen der Leitwerksanordnung LW widerstandsparend kleiner ausgeführt werden können. Ein möglichst tiefer Schwerpunkt bewirkt zudem gute Handlingeigenschäften des Flugzeuges im bodenbündigen Betrieb und besonders bei der Landung.

RECT1FIED SHEET (RULE 91 ) ISA/EP Erfindungsgemäß wird wenigste ns ein beschaufelter Rotor R über mindestens ein Getriebe G über wenigstens einen Motor der Motorenanordnung E angetrieben. Dabei ist es für die Erfindung ken nzeichnend, dass dieser antreibende Motor der Motorenanordnung E außerhalb der Druckkabine P untergebracht ist. Dies erfolgt sowohl aus Gründen der Praktikabilität als auch aus Gründen der Sicherheit, zum Beispiel wegen des verbauten Volumens, der Kühlung, der Feuergefahr und ggf. der Luftzuführung und der Abgasabführung. Der antreibende Motor der Motorenanordnung E kann dabei auch ganz oder anteilig in der Rumpfanordnung F, aber außerhalb der Druckkabine P, angeordnet sein.

In e iner weiteren vorzugsweisen Weiterbildung sind zudem auch die Getriebe G zur Kopplung wenigstens eines Rotors R mit wenigstens einem Motor der Motorenanordnung E ebenfalls außerhalb der Druckkabine P angeordnet. In einer darüber hinaus gehenden Weiterbildung der Erfindung stützt sich mindestens eine Lagerung des Getriebes G an der Rumpfanordnung F ab, um dort strukturell Lagerkräfte mit abzuführen. Die Getriebe G können dabei auch zumindest anteilig innerhalb der Rumpfanordnung F verlaufen.

Generell können die Getriebe G mechanisch, beispielsweise kraftschlüssig, formschlüssig etc. arbeiten, auch hydraulisch, elektrisch oder als geeignete Mischform dieser Wandlungsarten ihre Leistung übertragen . Beispielsweise kann in einer zukünftigen Weiterbildung eine Wellenturbine der Motorenanordnung E einen geeigneten Generator antreiben, der elektrische Leistung für einen Elektromotor bereit stellt, der zumindest leistungsmäßig anteilig wenigstens einen beschaufelten Rotor R antreibt.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung kann einem beschaufelten Rotor R auch ein beschaufelter Stator vor- oder nachgeschaltet sein, der Drallenergie der Luftströmung zumindest anteilig in weiteren Vortrieb umwandelt. Dieser könnte beispielsweise fest angeordnet sein. In einer weiteren Ausführungsform sind dabei zumindest einzelne Schaufelblätter des Stators in Bezug auf die freie ungestörte Anströmung der Luft verstellbar ausgeführt, damit sie auch vorteilhaft zur Vektorisierung des Schubes, zur Steuerung, zur Trimmung, zur Momentenkompensation nach einem Triebwerksausfall, zur Widerstandsersparnis oder zur Auftriebserhöhung des Flugzeuges mit eingesetzt werden können. Dabei kann die Schaufelverstellung; wie auch bei einem beschaufelten Rotor R, mechanisch, elektrisch, hydraulisch oder mit Hilfe von Luftlasten über den Staudruck erfolgen.

Als weiterer besonderer Aspekt der Erfindung kann mindestens ein Motor der Motoreneinrichtung E als eine primär Wellenleistung abgebende Gasturbine^' ausgeführt sein. Diese weisen ein günstiges Leistungsgewicht auf und operieren kräftstoffeffizient. Die Wellenleistung kann beispielsweise über Getriebe an mindestens einen beschaufelten Rotor R übertragen werden. Darüber hinaus könnten sie mit geeigneten Getrieben so vorteilhaft an den beschaufelten Rotor kinematisch angebunden werden, dass sie einen großen Teil der Flugmission über in einem vorteilhaften stationären Betriebsmodus besonders treibstoffeffizient arbeiten. Dieser Vorteil wird noch verstärkt, indem erfindungsgemäß für die Schaufeln B des Rotors R eine Schaufelverstellung zur Schubanpassung vorgesehen wird. Damit könnte die Gastur- bine größtenteils stationär arbeiten, weil eine Anpassung und Steuerung des Schubes nicht nur über die Drehzahlanpassung der Gasturbine, sondern auch über die Schaufelverstellung möglich ist.

Als weitere Ausführungsform besteht die Möglichkeit, wenigstens einen Motor der Motorenanordnung E als eine Gasturbine auszuführen, dessen thermischer Wirkungsgrad im Sinne von unkonventionellen Maßnahmen durch rekuperative Einrichtungen zur Verdichterzwischenkühlung, Brennstoffmassenvor- wärmung oder Abgaswärmetauschung zusätzlich weiter gesteigert ist. Als besondere Folge der Erfindung kann durch die eben beschriebene im Flugzeug zumindest teilweise eingebettete Lage, der dort verfügbare Raum für solche Einrichtungen, die stark raumfordernd sind, genutzt werden, ohne, dass sich der Widerstand des Flugzeuges dadurch maßgeblich erhöht. Bisheriges Problem dem Stand der Technik nach, war es, dass diese Einrichtungen in unmittelbarer Wirknähe zum Triebwerk hin und damit mit in die Triebwerksgondel angeordnet werden mussten. Damit hätte diese aber bedeutend größer und auch überproportional widerstandsintensiver ausfallen müssen.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist wenigstens ein Motor der Motoreneinrich- tung E in einem Bereich des Flugzeuges außerhalb der Druckkabine P, aber zumindest zum Teil innerhalb eines Raums versenkt angeordnet, der nach außen zum Fluid durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und die von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur des , Flugzeuges abgegrenzt wird, und ist so in diesem Raum eingebettet angeordnet, dass ein Bauteil, dass in der Funktion einer Motorenhalterung strukturelle Kräfte von mindestens einem Motor der Motorenanordnung E in Richtung der Struktur des Flugzeug abführt, im Wesentlichen nicht von Außen ersichtlich ist und, dass diesem Bauteil in seiner Funktion der Motorenhalterung außerhalb der, durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur, im Wesentlichen keine eigene vom Fluid bespülte, widerstandswirksame Oberfläche zu- ordbar ist.

Erfindungsgemäß tragen damit die riebwerks- oder Motorenhalterungen nicht mehr zum Widerstand des Flugzeuges bei, und die Triebwerksgondel kann bis auf Lufteinlass- und Abgasabführungen mit ihrer widerstandsrelevanten bespülten Fläche entfallen. Damit fällt die Effizienz des Flugzeuges vorteilhaft höher aus. Durch die eingebettete Lage der Triebwerke wird auch der Triebwerkslärm, vor allem der Turbinenlärm, wirksam nach außen abgeschirmt.

Somit könnten in einer beispielhaften Ausführungsform Wellenleistungsturbinen oder auch Turboproptriebwerke in der Nähe des Flügel-Rumpf Bereiches, also im Bereich der Belly-Fairing, vorzugsweise zum Teil versenkt in einem unbedruckten Bereich U, beispielsweise innerhalb des Fahrwerksschachtes so angeordnet werden, dass die Lufteinlässe geeignet weit aus dem unbedruckten Bereich U herausgeführt werden können, und gleichfalls die Triebwerksabgase aus diesem herausgeführt werden. Damit verursachen diese Motoren der Motorenanordnung E, jetzt zürn großen Teil im Flugzeug innenliegend, deutlich weniger Luftwiderstand, was gleichfalls den Treibstoffverbrauch des Flugzeuges erneut senkt. Gemäß eines weiteren Aspektes der Erfindung können ein oder mehrere beschaufelte Rotoren R dann über Fernwellen T, die vorzugsweise parallel zur Flugzeuglängsachse verlaufen, oder über Systeme zur hydraulischen Leistungsübertragung angetrieben werden.

In diesen beispielhaften Ausführungen sind die, vorzugsweise als Wellentriebwerke oder Turbopropturbinen zum Antrieb der beschaufelten Rotoren angebrachten Motoren der Motorenanordnung E, versenkt und bezüglich aller Koordinatenachsen sehr nahe am Schwerpunkt angebracht. Das bedeutet wiederum für das Flugzeug, auch mit den Rotoren R, die ebenfalls näher am Schwerpunkt angebracht sind, dass sich geringere Trägheitsmomente ergeben. Vor allem aber ist, verglichen mit den bisherigen Flug- zeügkonfigurationen mit ausschließlicher Heckanordnung von Propfan-Triebwerken, eine deutlich flexiblere Beladung des Flugzeuges über einen geeigneteren zulässigen Schwerpunktbereich im Praxisbetrieb möglich. Darüber hinaus kann das strukturell schwerere T-Leitwerk zugunsten eines üblichen konventionellen Kreuzleitwerkes entfallen. Gleichzeitig wird der Außenlärm der Propellerturbine durch die versenkte Anordnung im Flugzeug stark gesenkt. Der Abgasstrahl könnte darüber hinaus in einer weiteren Ausführungsform an der Unterseite des Rumpfhecks so herausgeführt werden, dass er im Bereich der hinteren Rumpfeinschnü^'rung die Grenzschicht so energetisch belebt, dass eine aerodynamische Ablösung vermindert wird, was den Widerstand des Rumpfes mit herabsetzen könnte. Durch eine geeignete Abgasführung könnte auch so der Strahllärm der Triebwerke in Richtung des Bodens im selben Zug abgeschirmt werden.

Wenigstens ein Motor der Motorenanordnung E wurde, wie beispielhaft gezeigt, in einem unbedruckten Bereich U des Flugzeuges untergebracht, z.B. in einem Fahrwerksschacht. Es könnten aber auch bisherig übliche unbedruckte Bereiche U des Flugzeuges dafür erweitert werden oder neue dazu zusätzlich geschaffen werden.

Eine weitere Möglichkeit und alternative Ausführung wäre es, wenn die Motoren der Motorenanordnung E zumindest anteilig in der Nähe des unbedruckten Heckbereiches der Rumpfanordnung F untergebracht sind. Von hier könnten sie wiederum per Fernwellen T öder über ein System zur hydraulischen Leistungsübertragung die an der Rumpfanordnung F angeordneten beschaufelten Rotoren R treiben. Auch eine beliebige Mischung von beschriebenen Anordnungsmöglichkeiten bei Benutzung mehrerer Motoren und Triebwerke wäre denkbar.

Mit den dargestellten Anordnungsformen entfallen auch die üblichen, sonst notwendigen strukturellen Triebwerksanbindungen in Form von Pylons, die als recht komplex und teuer bekannt sind.

Ein wesentlicher erfinderischer Aspekt besteht darin, dass der beschaufelte Rotor R um die Rumpfanordnung F des Flugzeuges angeordnet wird. Dadurch ergibt sich die geometrische Rotorfläche RAE aus dem Umlauf des beschaufelten Rotors um die Rumpfanordnung F als Kreisringelement eines vergleichsweise großen Innendurchmessers ID. Dieser Innendurchmesser ID fällt zudem sogar größer aus, als der Außendurchmesser bisheriger Mantelstromtriebwerke. Dabei ist es bei einem Kreisringelement eines vergleichsweisen hohen Innendurchmessers der Fall, dass mit einer bestimmten Schaufelspannweite der Rotorschaufeln B eine wesentlich größere geometrische Rotorfläche RAE erreichbar ist als bei einem Kreiselement mit selber Schaufelspannweite. Eine möglichst große Rotorfläche aber wiederum ist die Voraussetzung für einen besonders kraftstoffeffizienten Antrieb des Flugzeuges bei niedrigem FPR und großem Massenstrom. Erfindungsgemäß wird in einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der 'kleinste Innendurchmesser ID wenigstens eines beschaufelten Rotors R von den Abmessungen mindestens größer gewählt als die vertikale Bauhöhe V der Druckkabine P und gleichzeitig die vertikale Bauhöhe V dieser Druckkabine P innerhalb der Rumpfanordnung F so konstruktiv ausgeführt, dass dort zumindest abschnittsweise für den Durchschnittspassagier ein aufrechter Gang möglich ist. Somit ergibt sich zum einen der Vorteil, dass die Passagiere in der Druckkabine P komfortabel stehen und gehen können, zum anderen wird gleichzeitig dabei erfindungsgemäß die Geometrie für den beschaufelten Rotor R so vorgegeben, dass sich eine große geometrische Rotorfläche RAE bei geringer notwendiger Spannweitenerstreckung der Rotorschaufeln B einstellt und sich somit eine besonders effiziente Vortriebserzeugung ;und Kraftstoffeffizienz am Flugzeug einstellt.

Zudem fallen mit der geringeren radial notwendigen Spannweite der Schaufeln B geometrische Rahmenbedingungen, die am Flugzeug primär die maximale radiale Schaufelerstreckung betreffen, beispielsweise hinsichlich der Bodenfreiheit des Flugzeuges oder der zur Verfügung stehenden Bauhöhe zwischen Flügel und Boden, .erfindungsgemäß nicht mehr so stark ins Gewicht.

Durch das erfinderische Erreichen einer großen geometrischen Rotorfläche RAE des beschaufelten Rotors R mit einer vergleichsweise kleinen radialen Schaufelerstreckung der Schaufeln B über ein Kreisringelement großen Innendurchmessers ergibt sich erfindungsgemäß bei einer betrachteten Schaufel B des Rotors R ein verminderter Unterschied in der Bandbreite der in radialer Richtung spannweitenabhängig auftretenden Umfangsgeschwindigkeiten. Das begünstigt die aerodynamische Auslegung des beschaufelten Rotors zur Erreichung eines hohen Komponentenwirkungsgrades und trägt deshalb wesentlich zur Gesamteffizienz des Flugzeuges bei. Dadurch könnte zudem über die Schaufelspannweite weniger Verwindung zur Erzeugung eines bestimmten Schubes notwendig sein, was die aerodynamische Schaufelgüte erhöhen und das Schaufelgewicht und ihre Komplexität zu vermindern hilft. Gleichfalls kann eine Schaufelverstellung dadurch und, besonders durch die niedrigere spannweitenseitige Erstre- ckung, die das Schaufelmoment im Punkte der Lagerung mit herabsetzt, technisch einfacher realisierbar werden.

Mit dem erfindungsgemäßen geringen radialen Geschwindigkeitsunterschied in der spannweitenabhängigen Anströmung der Rotorschaufeln B fällt es insgesamt erfindungsgemäß leichter, eine angepasste, lärmoptimierte Rotationswinkelgeschwindigkeit für den beschaufelten Rotor R zu wählen. Insbesondere wäre es dann möglich, diese Rotationsgeschwindigkeit so wählen zu können, dass es weniger wahrscheinlich ist, dass die äußeren Schaufeln in einen solchen Anström ungszustand geraten, beispielsweise in einen kritischen oder überkritischen, der in der Außenwahrnehmung überproportional stark Lärm erzeugt. Eine hohe aerodynamische Effizienz des beschaufelten Rotors R gemäß der Strahltheorie mit einer möglichst gleichen und homogenen GeschwindigkeitsverteiJung über die gesamte Rotationsfläche des beschaufelten Rotors R kann damit erfindungsgemäß einfacher erreicht werden.

Darüber hinaus kann vorzugsweise die Drehgeschwindigkeit des Rotors erfindungsgemäß optimal auf diesen abgestimmt erfolgen. Die Getriebe G im Antriebsstrang können in ihrem Übersetzungsverhältnis so gewählt werden, dass nicht nur für den beschaufelten Rotor R, sondern gleichfalls für wenigstens einen Motor der Motorenanordnung E optimale Betriebsbedingungen hinsichtlich der Rotationsgeschwindigkeit und des Momentes vorliegen, was die Gesamteffizienz des Antriebssystems erhöht. Durch Abstimmung auf den beschaufelten Rotor R könnte die Drehgeschwindigkeit mit der vergrößerten Schubquerschnittsfläche bzw. Rotorfläche RAE zum Beispiel relativ niedrig gewählt werden. Der Schub wird dann hauptsächlich über einen großen Massenstrom erwirkt, die Schaufeln B des Rotors R laufen an ihrer Nabe wie auch an ihrer Spitze relativ langsam, was den Lärm niedrig hält.

Zugleich wird die Schuberzeugung des beschaufelten Rotors R erfindungsgemäß durch das Kreisringelement auf den radialen Abschnitt um 70-75% des Rotordurchmessers konzentriert, der generell bei Rotoren am wirkungsvollsten und effizientesten Schub erzeugen kann.

Dies ist bei bisherigen Triebwerken nach dem Stand der Technik nicht so. Rotiert die äußere Schaufelgrenze beispielsweise bei einem konventionellen Turbofan- oder Propfantriebwerk bei einer gewissen Winkelgeschwindigkeit bereits sehr nahe am kritischen Zustand oder erreicht lokal bereits Überschall, so bewegt sich das gegenüberliegende Ende dieser Schaufel in der Nähe der Nabe zwar bei derselben Winkelgeschwindigkeit, bedingt durch die große notwendige Erstreckung der Schaufel zur Erreichung einer bestimmten Schubkreisfläche, aber eben bei sehr stark reduzierter Umfangsgeschwindigkeit, die direkt an der Nabe sogar null erreicht. Der Unterschied in der Umfangs- und somit auch in der AnStrömungsgeschwindigkeit der Schaufeln fällt bei den bisherigen beschaufelten Rotoren konventioneller Triebwerke daher, unvorteilhaft die Effizienz herabsetzend, sehr groß aus.

Zudem kann, falls gewünscht, durch die in einer Möglichkeit erfindungsgemäß vergrößerbare Schubquerschnittsfläche des beschäufelten Rotors R das Nebenstromverhältnis erhöht werden, was die Effizienz des Antriebssystems erhöht uriä den Lärm weiter absenkt sowie den Vortriebswirkungsgrad des Flugzeuges und damit seine Effizienz steigert.

In einer weiteren vorzugsweisen Ausführung der Erfindung kann dabei erfindungsgemäß die als Maß für die Vortriebserzeugung geltende von den Rotorschaufeln B eines beschaufelten Rotors R im Umlauf überstrichene geometrische Rptorfläche RAE gleich groß oder größer ausgeführt sein, als die als Maß für den Rumpfwiderstand des Flugzuges geltende und vom beschaufelten Rotor R eingeschlossene Quer- Schnittsfläche der Rumpfanordnung F, welche sich in einer der Rotorebenen RP dieses beschaufelten Rotors R senkrecht zur seiner geometrischen Rotationsachse RA ergibt.

Erfinderisch ist es somit möglich, einen Rotor zentral an der Rumpfanordnung F anzuordnen, der in seiner Rotorfläche RAE, eine Fläche sogar übersteigt, die im Querschnitt der Rumpfanordnung F eben mit dem Durchmesser dieser Rumpfanordnung F gebildet werden kann. Nach dem Stand der Technik wäre es bisher lediglich möglich gewesen, mit einen beschaufelten Rotor R die Querschnittsfläche des Rumpfes zu erreichen, indem konventionell über ein Kreiselement der Rotordurchmesser gleich oder größer als der Rumpfdurchmesser gewählt wird und dieser Rotor neben und außerhalb der Rumpfanordnung F angeordnet wird. Damit aber muss dieser Rotor in einer Ebene senkrecht zur Rumpflängsachse FA mindestens einen halben Rumpfdurchmesser Abstand zur Außenbegrenzung der Rumpfanordnung F des Flugzeuges haben, damit er sich frei drehen kann. Verkehrsflugzeuge fordern mit mindestens einem zweiten Rotor eine Redundanz aus Sicherheitsgründen für den Fall eines Rotorausfalles. Fällt jetzt aber einer dieser zwei, der Rumpfanordnung nebengeordneten Rotoren aus, so ergibt sich ein bedeutendes unvorteilhaftes Moment durch den Hebelarm in Größe mindestens eines Rumpfdurchmessers. Durch die erfindungsgemäße nunmehr zentrale Anordnung an der Rumpfanordnung F kann dieses Moment nun vermieden werden und trotzdem eine hohe Effizienz des Antriebes über eine große Rotorfläche erreicht werden.

Darüber hinaus kann in einer weiteren vorteilhaften Ausführung die als Maß für die Vortriebserzeugung geltende von den Rotorschaufeln B eines beschaufelten Rotors R im Umlauf überstrichene geometrische Rotorfläche RAE gleich groß oder großer ausgeführt sein, als fünfzehnmal die Summe aus den Lufteint- rittsquerschnittsflächen aller lüftfatmenden Motoren der Motoranordnung E, die diesen beschaufelten Rotor R antreiben, wobei die Rotorblätter B dieses beschaufelten Rotors R so aerodynamisch ausgeführt sind, dass vom Flugzeug Fluggeschwindigkeiten von mindestens Ma 0.76 in Flughöhen größer 10000 m erreicht werden können. Auf diese Weise ist es mit der Antriebsanordnung möglich, höhere Nebenstromverhältnisse in der Praxis zu erreichen als dies heute mit Getriebefantriebwerken möglich ist, die Nebenstromverhältnisse von maximal 15:1 oder weniger erreichen. Gleichzeitig können auch die für Türbofantriebwerke höheren Reisefluggeschwindigkeiten und Reiseflughöhen erreicht werden, die insgesamt größer ausfallen als bei Turbopröpgetriebenen Flugzeugen.

Durch die beschriebenen Anordnungsvorteile sind auch die Verwendung von Open-Rotor und von Prop- fan- Rotoren und - Antriebssystemen am Flugzeug in sicherer Weise möglich. Damit lassen sich auch höhere Nebenstromverhältnisse bei den vergleichsweise hohen Reisefluggeschwindigkeiten von heutigen Turbofantriebwerken realisieren. Das reduziert den Kraftstoffverbrauch, verglichen mit heute betriebenen Flugzeugen, nachhaltig.

Generell ergibt sich durch die erfindungsgemäße Anordnung des Rotors, ringförmig den Rumpf umgebend, die Möglichkeit, mehr Freiheiten in der aerodynamischen Auslegung des beschaufelten Antriebs- rotors und rückwirkend auch des Antriebssystems zu nutzen, die insgesamt eine kraftstoffeffizientere und lärmärmere Auslegung des Antriebssystems begünstigen sowie einen höheren Vortriebswirkungsgrad für das Flugzeug ermöglichen.

So könnte in einer beispielhaften Ausführungsform die wirksame Schubkreisfläche insgesamt flächenmäßig größer gewählt werden. Für eine gewisse Fluggeschwindigkeit ergibt sich dann, um einen vorgegebenen Schub erreichen zu .wollen, die Möglichkeit, die dem Fluid durch den beschaufelten Rotor R erteilte Geschwindigkeitserteilung herabsetzen zu können und somit das Druckverhältnis des beschaufelten Rotors R senken zu können. Damit kann auch die Belastung der einzelnen Schaufeln des Rotors reduziert werden, beispielsweise, indem der Anstellwinkel oder Einstellwinkel der Schaufeln vermindert wird, oder diese durch eine geänderte Profilierung aerodynamisch weniger Auftrieb pro Länge erzeugen. Als Konsequenz ergibt sich eine geringere Schubkreisflächenbelastung, bzw. in diesem Falle eine geringere Schubkreisringflächenbelastung, weniger Rotorlärm und eine erhöhte Kraftstoffeffizienz.

Werden in einer weiteren Ausführungsform hingegen bei größerer Schubquerschnittsfläche die restlichen Parameter wie das Druckverhältnis des beschaufelten Rotors R, die Winkelgeschwindigkeit der Rotation und die Steigung der Beschaufelungen, bezogen auf ein Referenztriebwerk, in etwa gleich gelassen, ergibt sich ein höherer Schub für das Flugzeug.

Bei konstanter Schubquerschnittsfläche gegenüber einem heutigen Referenztriebwerk ergibt sich bei einer weiteren möglichen Ausführungsform bei demselben Druckverhältnis des beschaufelten Rotors R die Möglichkeit, mehr Rotorschaufeln B auf der Rotorfläche anzuordnen, um damit eine niedrigere notwendige Winkelgeschwindigkeit in der Rotation zu erreichen, mit der Folge eines deutlich geringeren Unterschieds in der Umfangsgeschwindigkeit zwischen Wurzel und Spitze einer Rotorschaufeln B, was primär den Lärm senkt und auch die Effizienz steigern kann.

Wird in einer weiteren beispielhaften Ausführungsform bei selber Schubquerschnittsfläche und selber Umfangsgeschwindigkeit an den äußeren Spitzen der Rotorschaufeln B durch Regulierung der Rotationswinkelgeschwindigkeit in etwa dieselbe Umfangsgeschwindigkeit eingestellt wie bei einem heutigen Triebwerk, so ergibt sich bei sonstig ebenfalls unveränderten aerodynamischen Auslegungsparametern und ungefähr selber erwarteter Lärmwirkung ein höherer abgegebener Schub.

Bei einem veränderbaren Einstellwinkel der Schaufeln B des Rotors R können die Schaufeln des Rotors R vorzugsweise bedarfsweise sogar in Segelstellung, z.B. in Nullauftriebsrichtung, gebracht werden, wobei der zusätzliche Widerstand durch dieses feathering signifikant gesenkt werden kann. Die Verstellung kann bei Triebwerksausfall auch automatisch organisiert sein. Sie ist im Vergleich zu konventionellen Triebwerken ein weiterer wichtiger Leistungsvorteil. Die Schaufeln können in einer weiteren Ausführungsform, auch durch rückwärtiges Anklappen, zum Beispiel zur Rumpfanordnung F hin in Segelstellung gebracht werden, ähnlich wie bei einer Klappluftschraube. Gerade dies wäre bei mehrmotorigen Flugzeugen nach einem Triebwerksaufall leistungsmäßig bedeutsam von Vorteil.

Dabei könnte als eine weitere Möglichkeit die Versteilung der Rotorschaufeln B, z.B. in ihrem Einstellwinkel, auch so ausgeführt sein, dass eine Schubumkehrwirkung des beschaufelten Rotors R zum Bremsen am Boden und ggf. zusätzlich in der Luft möglich wird. Bei einer Fehlfunktion tritt dabei vorteilhaft kein Moment auf, welches das Flugzeug von der Landebahn abbringen möchte.

Der beschaufelte Rotor R, in seiner Wirkungsweise im Englischen auch oft als„Propulsor" bezeichnet, ist so beschaffen, das er, wie zuvor ausgeführt, durch eine geeignete Lageranordnung S am Flugzeug in Bezug auf dieses rotieren kann und durch eine geeignete Gestaltung der Schaufeln B technisch dazu geeignet ist, mechanische Antriebsleistung in Vortriebsleistung des Flugzeuges umzuwandeln. Der beschaufelte Rotor sorgt damit für eine Schuberzeugung.mit der Wirkung einer Vortriebskraft auf das Flugzeug. Diese das Flugzeug treibende Vortriebskraft ist dabei so orientiert, das dessen Kraftkomponente in Richtung der Rumpflängsachse FA gegenüber der Kraftkomponente senkrecht zur Rumpflängsachse FA deutlich überwiegt. Der beschaufelte Rotor R übernimmt die Vortriebserzeugung in im Wesentlichem horizontaler Flugrichtung und trägt damit im Wesentlichen seiner Funktion nach nicht dazu bei, wie bei einem Drehflügler, den maßgeblichen Auftrieb für das Fluggerät zu erzeugen.

Hinsichtlich seiner Beschaufelung kann der beschaufelte Rotor in einer möglichen Ausführungsform dabei so ausgeführt sein,-dass die Schaufelblätter B des Rotors R bezüglich charakteristischer, aerodynamischer Parameter, beispielsweise der Schubquerschnittsfläche, Kreis(ring)flächenbelastung, Rotationswinkelgeschwindigkeit, Schaufelspannweite, Schaufeltiefe, relativer Dicke der Schaufel, Verwindung, Zuspitzung, Schaufelpfeilung, Profilierung, der Schaufelanzahl und der Gesamterscheinung ähnlich den Schaufelblättern eines Fans ausgelegt sind.

Der beschaufelte Rotor R kann dabei in einer weiteren Ausführungsform so ausgeführt sein, dass die Schaufelblätter B des Rotors bezüglich charakteristischer, aerodynamischer Parameter, beispielsweise der Schubquerschnittsfläche, Kreis(ring)flächenbelastung, Rotationswinkelgeschwindigkeit, Schaufelspannweite,. Schaufeltiefe, relativer Dicke der Schaufel, Verwindung, Zuspitzung, Schaufelpfeilung, Profilierung, der Schaufelanzahl und der Gesamterscheinung ähnlich den Schaufelblättern eines Propfans ausgelegt sind.

Darüber hinaus kann der beschaufelte Rotor R dabei in einer weiteren Ausführungsform so ausgefüh rt sein, dass die Schaufelblätter (B) des Rotors bezüglich charakteristischer, aerodynamischer Parameter, beispielsweise der Schubquerschnittsfläche, Kreis(ring)flächenbelastung, Rotationswinkelgeschwindigkeit, Schaufelspannweite, Schaufeltiefe, relativer Dicke der Schaufel, Verwindung, Zuspitzung, Schaufelpfeilung, Profilierung, der Schaufelanzahl und der Gesamterscheinung ähnlich den Schaufelblättern einer Luftschraube ausgelegt sind. Zudem sind beliebige vorteilhafte Mischungen aus den zuvor genannten Ausführungsformeii hinsichtlich der charakteristischen Auslegungsparameter möglich.

In einer vorteilhaften weiteren Ausführungsform sind die Schaufelblätter B in nach außen radialer Ers- treckung, anhand geeigneter charakteristischer, aerodynamischer Auslegungsparameter so ausgeführt, dass sie in an einer Spannweitenposition in der Nähe ihrer Nabe weniger stark vortriebserzeugend wirken können als an einer Spannweitenposition, die in etwa 2/3 der jeweilig maximalen Schaufelspannweite beträgt. Dies kann beispielsweise über die spannweitenabhängige Profilierung, auch über eine Verwindung der Rotorblätter B geschehen. Es bringt den Vorteil, dass die Vortriebserzeugung außerhalb der Rumpfgrenzschicht und somit möglicherweise effektiver sowie lärmarmer stattfindet. Dies schließt nicht aus, dass auch die Rumpfgrenzschicht anhand einer geeigneten spannweitenabhängigen Gestaltung der Schaufeln mitbewegt oder -beschleunigt wird. Dabei könnten die Beschaufelungen in diesem Spannweitenabschnitt vorteilhaft nach einer Art Wunschgeschwindigkeitsprofil der Grenzschicht ausgelegt sein.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform könnten auch Rotorschaufeln B voneinander unterschiedlich ausgeführt sein, beispielsweise, eine unterschiedliche Spannweite aufweisen, um den Lärm günstig zu beeinflussen. Im rotatorischen Betrieb ergibt sich damit dennoch eine kreisringförmige Schubquerschnittsfläche des beschaufelten Rotors.

Für die Ausführung des bescha^'ufelten Rotors R könnte es darüber hinaus in einer weiteren Ausführung nützlich sein, eine ganz bestimmte gerade oder ungerade Schaufelanzahl zu wählen, um den Lärm, beispielsweise über die Eingrenzung bestimmter Eigenschwingungsfrequenzen, noch geringer zu halten.

Der beschaufelte Rotor R ist darüber hinaus erfindungsgemäß dazu geeignet, dass er durch geeignete Merkmale als Teil eines Getriebes so kinematisch an eine Motorenanordnung des Flugzeuges anbindbar ist, dass der Rotor R durch seine Rotation einen das Flugzeug treibenden Vortrieb erzeugen kann.

In einer vorzugsweisen Ausführu gsform ist er dabei als Teil eines mechanischen Getriebes an die Motorenanordnung des Flugzeuges ankpppelbar. Dazu weist er als Merkmal beispielsweise eine geeignete Verzahnung entlang einer seiner Seiten oder entlang seines Kreisumfanges auf. Diese Verzahnung kann vorzugsweise auf der Innenseite oder auf der Außenseite, den Seiten oder aber auch auf einer beliebigen schrägen Ebene angeordnet sein und auch eine Verzahnungsform nutzen, die eine verlässlich hohe Kraftübertragung gewährleistet, beispielsweise eine Schrägverzahnung oder eine Verzahnung, auf welcher Kegelradzahnräder eingreifen können. Damit ist der Rotor dann beispielsweise zum Antrieb an mindestens eines von wenigstens einem Motor der Motoranordnung E getriebenen Zahnrades ankop- pelbar.Der beschaufelte Rotor könnte in einer weiteren Ausführungsform auch als Teil eines hydraulischen Getriebes ausgeführt sein. Dabei sollte dieses Getriebe einen möglichst vorteilhaft hohen Wirkungsgrad aufweisen. Fällt er zumindest anteilig mit einem ringförmigen Elektromotor zusammen, so bildet er dadurch den Teil eines elektrischen, mitunter auch eines elektronischen Getriebes.

Gemäß eines besonderen Aspektes der Erfindung können zueinander im Drehsinn gegenläufige beschaufelte Rotoren R und Antriebssysteme durch unterschiedliche Leistungsansteuerung auch dazu benutzt werden, das Flugzeug mit um die Längsachse beim Rollen zu steuern. Dabei könnte die zumindest teilweise Rollsteuerung oder Trimmung über unterschiedliche Drehzahlen, Momentenvorgaben oder durch unterschiedliche Stellung der Beschaufelungen der Rotoren und ggf. der Statoren erfolgen.

Gemäß einer besonderen Weiterbildung der Erfindung können die beschaufelten Rotoren R durch ein oder mehrere Motoren der fylotorenanordnung E über Fernwellen T oder Systeme zur hydraulischen Leistungsübertragung angetrieben werden, die im unbedruckten Bereichen U wenigstens anteilig innerhalb des Flugzeuges untergebracht sind.

Die Lagersanordnung S kann vorzugsweise durch eine Anordnungsform von Wälzlagern, Gleitlagern oder eine geeignete Kombination beider Lagerarten erfolgen. In einer weiteren Ausführungsform könnte die Lageranordnung S der Rotoren auch mit durch hydraulische Lager, zum Beispiel durch hydrostatische Lager, gebildet werden. Weiterhin könnten auch Magnetlager bei der Lagerung des Rotors zum Einsatz kommen. Beide Vorgangs erwähnten Lagertypen bieten die Möglichkeit, auch durch aktive Ans- teuerung, den Lärm und die Vibrationen zum Flugzeug hin zusätzlich dämpfen zu können. In einer weiteren Anordnungsmöglichkeit könnten innerhalb der Lagerung vom beschaufelten Rotor zum Rumpf hin, piezoelektrisch veränderbare und elektrisch ansteuerbare Dämpfer zum Einsatz kommen, die .eine aktive Schwingungs- und Vibrationsdämpfung ermöglichen.

Magnetlager sorgen dabei zudem für eine ausgesprochen geringe Lagerreibung, was sich vorteilhaft auf die Effizienz des Antriebssystems auswirkt. Magnetlager, z.B. supraleitende Magnetlager oder elektrodynamische Magnetlager, brauchen nach derzeitigem Stand der Technik einen gewissen Einbauraum, der durch die erfindungsgemäße Anordnung des beschaufelten Rotors außen am Rumpf in Kombination mit der hohen Stützbreite in der Lagerung durchaus einrichtbar ist.

Die Antriebseinheit, gebildet aus dem beschaufelten Rotor R und der dazugehörigen Lager- und Führungseinheit, kann zusätzlich Verkleidungen O, z.B. auch zur Rumpfanordnung F des Flugzeuges aufweisen, um die Strömung aerodynamisch zusätzlich zu beeinflussen, bzw. um die aerodynamische Güte des Antriebssystems zu erhöhen, ;

Gegebenfalls kann die Lagerung in einer weiteren Ausführungsform auch zusammen mit einem Elektromotor erfolgen, zum Beispiel so, dass der beschaufelte Rotor R vorteilhaft gleichzeitig auch den Rotor des Elektromotors bildet. Auch die Lagerung des gemeinsamen Rotors kann dabei insbesondere so beschaffen sein, dass sich Lagerung und Elektromotor weitere Bauteilkomponenten miteinander gemeinschaftlich teilen, beispielsweise Magneten, Spulen oder auch ein Kühlsystem. In einer weiteren Ausführungsform könnte auch ein Rotor R mit Teil eines„Stators" mindestens eines Elektromotors sein und ein weitere Rotor R Teil eines Rotors eines Elektromotors bilden so, dass sich idiese Rotoren zueinander im gegensinnigen Drehsinn bewegen und dabei kein Moment auf die Rumpfanordnung F übertragen wird.

Da am Flügel keine Triebwerksrialterungen und Triebwerksgondeln mehr untergebracht werden müs- sen, kann der nun aerodynamische saubere Flügel der Tragflächenanordnung W vorzugsweise mit zusätzlichen Konzepten zur aerodynamischen Widerstandersparnis ausgerüstet werden, z.B. mit Laminar- haltungstechnologien, wie beispielsweise dem NLF-Wing (Natural Laminar Flow Wing). Des Weiteren gelingt die Integration eines Hochauftriebssystems am Flügel ohne Triebwerke nun generell einfacher und technisch wirkungsvoller.

Ein erfindungsgemäßer Vorteil ist, dass der beschaufelte Rotor R drehbar gelagert bei geringem Zusatzgewicht vorzugsweise strukturell direkt an der Rumpfanordnung F angebunden werden kann.

Es ist dabei in diesem Sinne kein separat eigenes Triebwerks- Mounting Konzept notwendig, sondern eine Verstärkung der bestehenden Rumpfstruktur könnte hier ausreichend sein, wobei im Sinne des Leichtbaus besonders vorteilhaft auf die hohen polaren Flächenträgheitsmomente und das hohe Torsionswiderstandsmoment der Rumpfanordnung, bedingt durch die gegenüberliegenden Rumpfseitenwände, zurückgegriffen werden kann.

Durch die große Stützbreite in der Lagerung des beschaufelten Rotors R, bedingt durch die gegenüberliegenden Rumpfseitenwände, ungefähr etwa in der Größenordnung des Rumpfaußendurchmessers, ergibt sich eine stabile Führung des beschaufelten Rotors R im rotatorischen Betrieb. Dies führt im Betrieb zu einer vergleichsweisen Unempfindlichkeit gegenüber einem nicht ganz korrekt mechanisch oder aerodyna misch ausgewuchteten und daher unrund laufenden beschaufelten Rotor R, wie er etwa nach einer Beschädigung einzelner Schaufeln B, beispielsweise durch Fremdkörper im Betrieb, denkbar wäre. Damit kann ein Betrieb auslegungstechnisch auch nach Beschädigung möglich sein, d.h. eine fehlertolerante Auslegung wenigstens eines beschaufelten Rotors R erscheint in einer weiteren Ausführungsform als möglich.

Sowohl durch die höhere Stützbreite in der Lagerung als auch durch die erfindungsgemäß geringere Schaufelerstreckung der Schaufeln B ergibt sich dabei auch eine deutlich verminderte Gefahr des Auftretens von Vibrationen, sowohl im Normalbetrieb, als auch nach Beschädigung des Rotors R. Damit wird ein weiteres Problem bisheriger Propfan- und Open-Rotor Antriebsanordnungen, nämlich das mögliche Auftreten verstärkter Vibrationen, gekoppelt mit Lärm, verbessert.

Gemäß eines weiteren Aspektes der Erfindung können mehrere Motoren der Motoranordnung E parallel einen beschaufelten Rotor R antreiben. Im Hinblick auf die Möglichkeit der schadenstoleranten Auslegung des beschaufelten Rotors R wäre es damit zudem auch denkbar, den Rotor in Fail-Safe- Ausfüh- rung am Flugzeug vorzuhalten und demnach die Redundanzanforderungen des Antriebssystems damit zu erfüllen, dass mehrere Motoren vorgesehen werden, die nur einen Rotor parallel R antreiben könnten. Die Architektur kann dabei auch so gewählt werden, dass für den Fall, dass einer der Motoren der Motorenanordnung E ausfällt, der oder die verbleibenden Motoren weiterhin genügend Antriebsleistung bereitstellen, um den beschaufelten Rotor R so auch in kritischen Flugphasen des Flugzeuges so anzutreiben, dass er in der Wirkung den Leistungsanforderungen des Flugzeuges gerecht wird.

Gemäß eines weiteren vorteilhaften Aspektes der Erfindung könnte wenigstens einer der Motoren der Motorenanordnung E durch eine Kupplung zum Antrieb des Rotors R hin wahlweise ein- oder ausgekoppelt werden. So könnte bei einer Fehlfunktion eines Motors dieser beispielsweise aus dem Antriebssystem ausgekoppelt werden. Steigt der Leistungsbedarf, könnte vorzugsweise ein weiterer Motor eingekoppelt werden. Gleichfalls können auch die Rotoren am Boden bedarfsweise ausgekoppelt werden, mitunter auch zum Rollen.

Gemäß eines weiter vorteilhaften Aspektes der Erfindung kann wenigstens einer der Motoren der Motorenanordnung E nicht nur als Verbrennungskraftmaschine, z.B. als Gasturbine oder Kolbenmotor, sondern auch als Elektromotor ausgeführt sein.

Dadurch ergeben sich die grundsätzlichen Vorteile eines elektrischen Antriebs in einer Größenordnung, korrespondierend mit dem Anteil der verwendeten elektrischen Leistung an der Gesamtleistung. Bei teilelektrischem Antrieb im Sinne ejnes Hybridkonzeptes oder vollelektrischem Antrieb kommen hier die Vorteile des elektrischen Antriebs zum Zuge, wie beispielsweise eine minimal notwendige Wartung, wobei viele Komponenten sogar verschleißfrei sind, eine bessere Anpassbarkeit von Drehmoment und Drehzahl an den beschaufelten Rptor, eine vorteilhafte Effizienz, ein hoher Wirkungsgrad von große- . nordnungsmäßig 96% bei Elektromotoren, verglichen mit 36% bei Gasturbinen, ein großes Verhältnis von der Maximal- zur Dauerleistung des Elektromotors von 2 - 2,5, ein einfacher Austausch von Komponenten, eine geringe Komplexität, niedrigere Anschaffungskosten für den Elektromotor bei der Möglichkeit insgesamt niedrigerer Betriebskosten.

Zudem ergibt sich der weitere Vorteil, dass Motoren der Motoranordnung E, die beispielsweise im Bereich der Flügel-Rumpf-Anordnung oder im Fahrwerksschacht untergebracht sind, sehr gut von außen zu Wartungs-, Instandsetzungs- oder Austauschzwecken zugänglich sind. Dieses gilt unabhängig davon, ob das Antriebssystem konventionell oder hybrid-elektrisch ausgeführt ist, und auch für die weiteren Komponenten des Antriebssystems, so etwa für die beschaufelten Rotoren R und ggf. für die Fernwellen T, die beispielsweise unterhalb einer unbedruckten aerodynamischen Verkleidung außen auf der Rumpfaußenseite, auf dieser gelagert liegend, angebracht sein können.

Es ergibt sich aber noch der spezielle Vorteil, dass Flugzeuge mit diesem Antriebssystem zunächst konventionell als Verbrennungsmaschinen ausgeführt sein können. Mit zunehmenden Erfolgen in der Elekt- römobilitätsfprschung könnte dann erst ein Triebwerk durch einen Elektromotor ausgetauscht werden, so dass sich ein hybrid-elektrisches getriebenes Flugzeug ergibt. Die weiteren Komponenten des Antriebssystems, insbesondere der beschaufelte Rotor R und dessen kinematische Ankopplung an die Motoren könnten dabei wahrscheinlich unverändert bleiben. Bei weiteren Fortschritten der Forschung körinten ggf. auch weitere Triebwerke durch Elektromotoren ersetzt werden, sodass am Ende ein voll elektrisch angetriebenes Flugzeug bei überschaubarem technischen sowie geringem Investitionsrisiko bereit stünde. Dabei könnte gleich schon bei der Anfangsauslegung am Flugzeug auf eine universelle Triebwerkshalterung geachtet werden, die den späteren Austausch von Verbrennungskraftmaschinen durch Elektromotoren vorbereitend ermöglicht.

Darüber hinaus kann im Rahmen eines hybrid-elektrischen Systems in einer weiteren Ausführungsform wenigstens ein Elektromotor der Motorenanordnung E auch zeitweise zumindest temporär zusätzliche Antriebsleistung bereitstellen, vorzugsweise in Flugphasen, die zumindest kurzzeitig einen erhöhten Schubbedarf des Flugzeuges erfordern, zum Beispiel während des Starts, des Steigflugs oder im Falle eines Triebwerksausfalles.

Gemäß eines weiteren vorteilhaften Aspektes der Erfindung könnte auch ein ringförmiger Elektromotor als Bestandteil der Motorenanordnung E, im Wesentlichen konzentrisch zum beschaufelten Rotor R, den Rumpf F umgebend, zum Antrieb des beschaufelten Rotors R angeordnet sein. Dieser Elektromotor könnte auch zum Teil in der Rumpfanordnung eingebettet sein oder auch ein Bestanteil der Rumpfanordnung F bilden. Aus der Windenergieerzeugung sind leistungsstarke ringförmige Elektromotoren bekannt, die dort als Generator genutzt werden und die grundsätzlich auch als Motoren betreibbar wären. Aktuelle Forschungen gehen davon aus, dass sich das massenspezifische Leistungsgewicht dieser Komponenten in Zukunft um einen signifikanten Faktor verbessern lässt.

Diese Anordnungsform bietet zudem den Vorteil, dass ein Elektromotor, der mit dem beschaufelten Rotor in kinematischer Wechselverbindung steht, im Betrieb durch die im Reiseflug ca. -60°C kalte Außenumgebung wirksam gekühlt wird.

Generell wäre auch die Verwendung' on zukünftig geeigneten Elektromotorenbautypen wie supraleitenden Motoren, beispielsweise HTS Motoren oder auch Transversalflussmaschinen innerhalb der Mo- torenanordnuhg E denkbar.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung erzeugt wenigstens ein luftatmender Motor der Motorenanordnung, der wenigstens einen beschaufelten Rotor R antreibt, zusätzlich zur Vortriebskraft wenigstens eines Rotors R weitere Vortriebskraft in Form von Schub durch den Ausstoß von Abgasen, wobei auch bei dieser Vortriebskraft die Kraftkomponente in Längsrichtung der Rotationsachse RA gegenüber der Kraftkomponente senkrecht zur Rotationsachse RA deutlich überwiegt. Auf diese Weise wird erfinderisch der beschaufelte Rotor R in seiner flächenspezifischen Schubbelastung entlastet, so dass er in gewissen Betriebszuständen des Flugzeuges effektiver arbeiten kann, beispielsweise beim Start. Es ergibt sich damit, ähnlich eines Mantelstromtriebwerkes, auf Flugzeugebene eine Triebwerksanordnung, wobei der Mantelstrom die Rumpfanordnung einhüllt und die Wellenturbine mit dem Kernstrom auch Schub erzeugt, allerdings auf größerem Dimensionsniveau und auch Niveau des möglichen Nebenstromverhältnisses.

Ebenfalls wäre es möglich diesen Restschub wenigstens eines luftamenden Motors mit zum Rollen des Flugzeuges am Boden zu verwenden. Dazu könnte der Rotor R auch von diesem Motor temporär entkoppelt werden.

In einer weiteren Ausführungsform wird der größte Außendurchmesser OD wenigstens eines beschaufelten Rotors gleich oder kleiner ausgeführt als die doppelte maximale Längserstreckung LGAM eines Fahrwerksbeines mitsamt Rädern WE der Hauptfahrwerksanordnung GAM. Dadurch ist eine Anordnung des Hauptfahrwerkes GAM derart möglich, dass die beiden an den Flügeln angebrachten Fahrwerksbei- ne weder die Anströmung noch die Abströmung eines Rotors R stören. Gleichfalls kann das Fahrwerk, wie hier angedeutet nach innen geschwenkt und eingefahren werden. Der verfügbare Platz reicht dann durch diese geometrische Anordnung gleichfalls von der Länge für das Einfahren beider Fahrwerksbeine aus. Zugleich kann der Rotor geometrisch die Bodenebene nicht berühren.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung wird wenigstens einem beschaufelten Rotor R ein die Rumpfanordnung F zumindest teilweise umgebender Diffusor angeordnet, der vorteilhaft die durch die beschaufelten Rotoren zusätzlich induzierte Geschwindigkeit des Fluids abbaut und zumindest teilweise in zusätzlichen Druck wandelt, der darüber hinaus, durch die Krümmung der Oberfläche bedingt, durch den relativen Überdruck in der Strömung schuberzeugend auf das Flugzeug wirkt (ähnlich des Prinzips der Schubrückgewinnung). Dieser Diffusor kann sich auch durch eine Änderung des Rumpfdurchmessers der Rumpfanordnung F oder mit durch ihre Verkleidungen ergeben.

Falls ein Elektromotor im Antriebssystem Verwendung findet, der mit dem beschaufelten Rotor R in kinematischer Wechselverbindung steht, könnte dieser vorzugsweise, z.B. in geeigneten Betriebsphasen des Flugzeuges, in einer weiteren Ausführungsform auch als Generator betrieben werden.

Mit diesen Aspekten in ihrer Wirkung zusammengefasst, legt die Erfindung somit den Grundstein für realistische Architekturen zukünftiger hybrid-elektrischer Antriebssysteme in Flugzeugen.

Am Boden könnte es zugleich vorteilhaft sein, nicht eines der erfindungsgemäßen Antriebssysteme zum Rollen auf dem Vorfeld zu benützen, sondern dafür ein elektrisches Radantriebssystem zü benutzen, insbesondere auch an der Parkposition. Dadurch, dass die Triebwerke der Motorenanordnung E in möglichen Ausführungsformen der Erfindung durch Kupplungen vom Rotor R getrennt werden können, ist, falls Verbrennungskraftmaschinen mit verwendet werden, im Betrieb, das Starten und Warmlaufenlassen, beispielsweise der Gasturbinen, auch ohne Drehung des Rotors R möglich. Dazu könnten auch zu- sätzlich Fliehkraftkupplungen mit verwendet werden. Somit können Mitarbeiter der Bodenabfertigung durch den Betrieb der Rotoren nicht gefährdet werden.

Der beschaufelte Rotor R kann in einer weiteren Ausführungsform mit zur Beschleunigung der Rumpfgrenzschicht benutzt werden, führt dieser also Energie zu, was den Widerstand des Rumpfes und des Flugzeuges somit zusätzlich herabsetzen kann. In einer weiteren Ausführungsform könnte die Rumpfgrenzschicht zumindest anteilig stromaufwärts wenigstens einem Rotor R zumindest zum Teil abgesaugt werden, um eine unvorteilhafte Interaktion mit dem Rotor R zu vermeiden.

Entsprechend einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung kann die Bugfahrwerksanordnung GAA unabhängig von der Hauptfahrwerksanordnung GAM ein- und wieder ausgefahren werden. So können beschaufelte Rotoren R erfindungsgemäß nach vorn über die Rumpfanordnung F hin zum Austausch, zur Wartung oder Instandhaltung abgezogen werden ohne in ihrem Umfang dafür zerlegt werden zu müssen.

Es ist anzumerken, dass innerhalb dieses Dokumentes unter der Schubquerschnittsfläche oder der Querschnittsfläche des besehaufelten Rotors im Sinne einer Rotorkreisfläche bzw. einer Rotorkreisringfläche diejenige Fläche des beschaufelten Rotors verstanden wird, die beim rotatorischen Betrieb durch das Überstreichen der Schaufelblätter B in einer Ebene entsteht, die normal zur Rotationsachse RA des Rotors R steht.

Es ist darüber hinaus anzumerken, dass unter der Bezeichnung Turbopropturbine in diesem Dokument, bezogen auf die Funktion, die wellenleistungserzeugende Gasturbineneinheit ohne Propeller, gemeint ist. Diese kann in einer möglichen Aiisführungsform intern auch schon ein Untersetzungsgetriebe aufweisen.

Die in dem Dokument gezeigten beispielhaften Anwendungen an Flugzeugkonfigurationen sind als.bei- spielhaft zu verstehen und schließen die Anwendung der Erfindung auch an anderen Flugzeugkonfigurationen mit abweichenden Merkmaien. z.B. hinsichtlich der Leitwerks- oder Triebwerksanordnung, nicht aus.

RFD -bezeichnet eine Richtung, die entgegengesetzt zur Flugrichtung des Flugzeuges gerichtet ist, also in etwa der Strömungsrichtung des Fluids entspricht.

Die Patentanmeldung ersucht Schutz für ein nicht vertikal starten- und landendes Flächenflugzeug, vorzugsweise der Gattung eines Verkehrsflugzeuges.

Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass„umfassend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und„eine" oder„ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

Abkürzungen

BPR By Pass Ratio, Nebenstromverhältnis

CRTF Counter Rotating Turbo Fan

FPR Fan Pressure Ratio, Fandruckverhältnis

HTS High Temperature Superconductor (hochtemperatursupraleitend)

NLF Natural Laminar Flow

UDF Ünducted Fan

UHB Ultra High Bybass

Bezugszeichenliste.

B Rotorblatt

BO Bodenebene

E Motorenanordnung (durch wenigstens einen Motor gebildet)

F zumindest abschnittsweise zylindrische Rumpfanordnung

FR Flugrichtung

FA Rumpflängsachse

G ^'. Getriebe

GA Fahrwerksanordnung

GAA Bugfahrwerksanordnung

GAM Hauptfahrwerksanordnung

ID kleinster Innendurchmesser eines beschaufelten Rotors LGAM Größte Längenerstreckung eines Hauptfahrwerksbeines mit Rädern WE der Hauptfahrwerks- anordnung GAM

MV Minimales Vertikalniveau der Oberseite der Tragflächenanordnung W in Richtung der Hochachse des Flugzeuges VA von der Bodenebene BO aus gesehen

0 Verkleidung

OD größter Außendurchmesser eines beschaufelten Rotors

P in der Funktion einer Druckkabine bedruckbarer Bereich innerhalb der

Rumpfanordnung (Druckkabine), in anderer A.-Form: mit Überdruck bedruckte Druckkabine

RA geometrische Rotationsachse eines beschaufelten Rotors

RAE vom Umlauf der Rotörschaufeln B überstrichene geometrische Rotorfläche

RFD Richtung entgegengesetzt zur Flugrichtung

RP Rotorebene, die innerhalb der Längserstreckung eines Rotors R, entlang seiner Rotationsachse RA normal zu dieser Rotationsache RA, als Hilfsebene, mit einer Erstreckung größer der räumlichen Erstreckung des Flugzuges, zur Ermittlung des Auswirkungsbereiches des beschaufelten Rotors R

S Lageranordnung T Fernwelle

U Unbedruckter Raumbereich des Flugzeuges

V Vertikale Bauhöhe der Kabine innerhalb der Rumpfanordnung

VA Hochachse des Flugzeuges

W Tragflächenanordnung

WE Rad Kurzbeschreibung der Figuren

Weitere Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung. Es zeigt:

Figur 1 eine stark vereinfachte beispielhafte Darstellung der Seitenansicht eines zukünftigen Verkehrsflugzeuges mit zwei drehbar gelagerten beschaufelten Rotoren R, wobei jeder Rotor R durch jeweils eine zugeordnete Wellenturbine der Motorenanordnung E über eine zugehörige Fernwelle T rotatorisch angetrieben werden kann und, wobei sich die Wellenturbinen innerhalb eines unbedruckten Bereiches U in der Nähe der Flügel-Rumpf-Anordnung, dort teilweise im Flugzeug innen liegend versenkt, angeordnet befinden, und wobei in dieser Darstellung die zweite Welienturbine mit ihrer Fernwelle nicht direkt ersichtlich ist, da sie, bedingt durch die Darstellung, hinter dem ersten Antriebssystem in Spannweitenrichtung verdeckt angeordnet ist;

Figur 2 eine stark vereinfachte beispielhafte Darstellung der Vorderansicht eines zukünftigen erfindungsgemäßen Verkehrsflugzeuges mit zwei drehbar gelagerten beschaufelten Rotoren R, wobei jeder Rotor R durch jeweils eine zugeordnete Wellenturbine der Motorenanordnung E über eine zugehörige Fernwelle T rotatorisch über Getriebe angetrieben werden kann und, wobei sich die Wellenturbinen innerhalb eines unbedruckten Bereiches U in der Nähe der Flügel-Rumpf-Anordnung, dort teilweise im Flugzeug innen liegend versenkt, angeordnet befinden;

Figur 3 eine Übersicht bisher üblicher bedruckter Bereiche P und unbedruckter Bereiche U innerhalb der Rumpfanordnung F eines Transportflugzeuges;

Figur 4 die beispielhafte sichere Anordnung von zwei beschaufelten Rotoren R entlang der Rumpfanordnung F am Flugzeug entsprechend einer alternativen Ermittlungsmethode so, dass sich innerhalb der, mittels virtueller Torus-Körper symbolisierten Ausflugs-Kegeln mit gewünschten geeigneten Öffnungswinkeln, die von den beschaufelten Rotoren ausgehen, keine für den sicheren Flug notwendigen weiteren Komponenten des Flugzeuges befinden;

Figur 5 eine stark vereinfachte beispielhafte drehbare Anordnung eines erfindungsgemäßen Rotors R mit einer Lageranordnung S, den Profilschnitt der Rumpfanordnung F ringförmig umgebend, wobei innerhalb des Querschnittes der Rumpfanordnung F ein gemäß einer Druckkabine P bedruckbarer Abschnitt vorgesehen ist, der von seiner vertikalen Bauhöhe V so hoch ausgeführt ist, dass ein durchschnittlicher Fluggast in ihr aufrecht stehen kann;

Figur 6 Profilschnitt einer beispielhaften Ausführung einer Lager- und Führungseinheit mit einer Lageranordnung S zur rotatorischen Lagerung des Antriebsrotors R bei gleichzeitiger antriebswirksamer Abführung der Äxiajkräfte und kinematischer Ankuppelung des beschaufelten Rotors R über Getriebe an eine Fe rri welle T, Figur 7 eine stark vereinfachte beispielhafte kinematische Ankoppelung eines erfindungsgemäßen beschaufelten Rotors R über Getriebe an mehrere Motoren der Motorenanordnung E, wobei der beschaufelte Rotor R eine Innenverzahnung aufweist, auf die ein weiteres Zahnrad, das mit einem Motor der Motorenanordnung E verbunden ist, kinematisch einwirkt, hier beispielhaft als hybrid-elektrische Ausführungsform des Antriebssystems, wobei ein Motor der Motorenanordnung E über eine Kupplung einr und auskuppelbar ausgeführt ist; wobei ein Motor als Gasturbine und der weitere Motor als Elektromotor ausgeführt ist;

Figur 8 zeigt eine stark vereinfachte beispielhaft skizzierte Darstellung der möglichen Anordnung eines beschaufelten Rotors, gezeigt in einer Ebene an einer Rumpflängenposition in Höhe der Tragflächenanordnung W stromabwärts der Hauptfahrwerksanordnung GAM senkrecht zur Rotationsachse eines beschaufelten Rotors, wobei der größte Außendurchmesser OD wenigstens eines beschaufelten Rotors gleich oder kleiner ausgeführt ist als die doppelte maximale Längserstreckung eines Fahrwerksbeines mitsamt Rädern WE der Hauptfahrwerksanordnung GAM;

Figur 9 zeigt eine stark vereinfachte beispielhaft skizzierte Darstellung eines mit Rotorblättern B beschaufelten Rotors R, links in der Seitenansicht und rechts in der Vorderansicht, und verdeutlicht die Definition von Rotorebenen RP im Bereich der Längserstreckung des beschaufelten Rotors R entlang seiner.Rotatipnsachse RA, wobei diese Rotorebenen RP zu der Rotationsachse RA normal stehen;

Ausführliche Beschreibung der Figuren

Figur 1 Abbildung zeigt in stark vereinfachter Form eine beispielhafte Ausführung eines zukünftigen erfindungsgemäßen Verkehrsflugzeuges in der Seitenansicht. Gemäß eines wichtigen Aspektes der Erfindung sind hier zwei beschaufelte Rotoren R so eine zumindest abschnittsweise bedruckbare Rumpfanordnung F, diese ringförmig umgebend drehbar gelagert, angeordnet, dass jeder Rotor R in einer seiner Rotorebenen RP, welche im Bereich seiner Längenerstreckung entlang seiner Rotorachse RA senkrecht zu dieser angeordnet sind, zumindest einen Teil einer Druckkabine P, der innerhalb der Rumpfanordnung F liegt, umgibt. Dies hat erfindungsgemäß die Folge, dass sich im Falle eines Rotorbruchs im Betrieb Bruchstücke des Rotors R von der Rumpfanordnung F, aber insbesondere der Druckkabine P, durch die wirksamen Fliehkräfte entfernen. Erfindungsgemäß umgibt jeder Rotor R, in einer seiner Rotorebenen RP gesehen, hier denjenigen Querschnitt der Rumpfanordnung F, welcher in dieser Ebene zumindest abschnittsweise gemäß einer Druckkabine P bedruckbar ist. Die beschaufelten Rotoren R sind dabei drehbar zu der Rumpfanordnung F durch wenigstens eine Lageranordnung S (wie beispielhaft dargestellt in Abbildung 6) gelagert und ungefähr in Richtung der Rumpflängsachse FA durch wenigstens eine Lageranordnung S (wie beispielhaft dargestellt in Abbildung 6) fixiert angeordnet. In dieser beispielhaften Ausführung sind die Rotationsachsen RA, die bei diesen beiden Rotoren R hier zufällig zusammenfallen, im Sinne eines üblichen Antriebssturzes in einem kleinen Winkel in Bezug zur Rumpflängsachse FA geneigt ausgeführt. Die beiden Rotoren R sind erfinderisch so entlang der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F angeordnet, dass in allen der Rotorebenen RP eines jeden der beiden Rotoren, die senkrecht zur Rotationsachse RA des beschaufelten Rotors R und innerhalb seiner Längserstreckung angeordnet sind, keine weiteren für den unmittelbar sicheren Flug des Flugzeuges notwendigen wichtigen sicherheitskritischen Komponenten angeordnet sind. So können auch diese im Bruchfalle eines beschaufelten Rotors R nicht sicherheitskritisch beschädigt werden. Ebenfalls sind hier nach einem besonderen Kennzeichen der Erfindung beide beschaufelten Rotoren R so ausgeführt, dass sie ungemantelt frei im Fluid rotiert. Dadurch erreichen diese in der Vortriebswandlung einen sehr hohen Wirkungsgrad. Die zwei beschaufelten Rotoren R sind in diesem Anwendungsbeispiel vorteilhaft so installiert, dass sie mit einem zueinander gegensinnigen Drehsinn rotieren. Sie formen zusammen ein Rotorsystem. Auf diese Weise wird der Rotorwirkungsgrad des Rotorsystems verbessert. Die beschaufelten Rotoren R sind an der Rumpfanordnung F diese nicht nur umgebend angeordnet, sondern in einer bestimmten Weise gegenüber einer 3-Punkt Fahrwerksanordnung GA, insgesamt mit mehreren drehbar gelagerten Rädern WE, und mit e,inem Bugfahrwerk GAA, wobei GA mit zur statisch bestimmten AbStützung des Flugzuges gegenüber der Bodenebene BO im bodenbündigen Betrieb dient, so positioniert, dass beide beschaufelten Rotoren R an der Rumpfanordnung entlang der Rumpflängsachse FA zwischen einem an der Rumpfanordnung strukturell angebundenen Bugfahrwerk GAA und einer Hauptfahr- werksanordnung GA positioniert sind, wobei Letztere an die Tragflügelanordnung W strukturell angebunden ist und zwei Hauptfahrwerksbeine beinhaltet. Da die Rotation beim.Start sowie die Derotation bei der Landung im Wesentlichen mit ihrem Drehpunkt um die Räder der Hauptfahrwerksanordnung GAM statt findet, besteht damit erfinderisch auch während dieser kritischen Phasen nicht die Gefahr, dass ein beschaufelter Rotor R auf der Bodenebene BO aufsetzt oder sich seine Bodenfreiheit während der Rotation oder Derotation des Flugzeuges unzulässig vermindert. Entsprechend dieser Ausführung ist die als Maß für die Vortriebserzeugung geltende von den Rotorschaufeln B eines beschaufelten Rotors R im Umlauf überstrichene geometrische Rotorfläche RAE gleich groß oder größer ausgeführt als die als Maß für den Rumpfwiderstarid des Flugzuges geltende und vom beschaufelten Rotor R eingeschlossende Querschnittsfläche der Rumpfanordnung F, welche sich in einer der Rotorebenen RP dieses beschaufelten Rotors R senkrecht zur seiner geometrischen Rotationsachse RA ergibt.

Gemäß eines wichtigen Aspekts der Erfindung sind hier beide Rotoren R, in Bezug zur Tragflächenanordnung W in Flugrichtung FR vor dieser positioniert. Damit kann die aerodynamische Anströmung des Rotors R nicht durch die Tragflächenanordnung W gestört werden. Somit treten im Gegensatz zum Stand der Technik keine Verwirbelungen der auftriebserzeugenden Tragfläche W in einen der beschaufelten Rotoren R, welche erfahrungsgemäß den von den beschaufelten Rotoren R abgestrahlten Lärm stark erhöhen würden. Zudem erfahren die vor der Tragfläche angeordneten beschaufelten Rotoren R in ihrer Anströmung über ihre Rotorfläche eine weitgehend homogene Geschwindigkeitsverteilung. Durch die Anordnung der beschaufelten Rotoren R vor der Tragflächenanordnung W gelingt erfindungsgemäß ein weiterer lärmarmer Betrieb des Flügzeuges. Durch die Anordnung von zwei beschaufelten Rotoren R mit einem zueinander gegensinnigen Drehsinn vor der Tragflächenanordnung W gelingt die Anströmung der Tragflächenahordriung W im Gegensatz zum Stand der Technik hier zudem vorteilhaft weitestgehend drällfrei. Ein weiteres wichtiges Kennzeichen der Erfindung wird in dieser Ausführungsform ersichtlich, nämlich, dass die geometrische Rotatidnsachse RA mindestens eines beschaufelten Rotors R, in einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung'W und senkrecht zur Rotationsachse RA dieses beschaufelteri Rotors R liegt und, entlang der Richtung der Flugzeughochachse VA von der Bodenebene BO aus gesehen, oberhalb des sich in dieser Ebene ergebenen minimalen Vertikalniveaus der oberen Oberfläche der Tragflügelanordfiung W, so angeordnet ist,.dass in einer Rotorebene RP dieses einen beschaufelten Rotors R der überwiegende Flächenanteil, der im Umlauf von den Rotorschaufeln B des beschaufelten Rotors R überstrichenen geometrischen Rotorfläche RAE, von der Bodenebene BO aus betrachtet, oberhalb₍der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt so, dass die, auf die in entgegengesetzter Flugrichtung RFD nachgeordnete Tragflächenanordnung W bewirkte Staudruckerhöhung des Propellerstrahls mindestens dieses beschaufelten Rotors R überwiegenden oberhalb der Tragflächenanordnung W erfolgt.

Ein weiter ganz wesentlicher erfindungsgemäßer Vorteil ergibt sich darüber hinaus, wie hier gezeigt, dadurch, dass die Rotoren R in Flugrichtung FR der Tragflächenanordnung W vorgeschaltet sind und gleichfalls die Leitwerksanordnung LW der Tragflächenanordnung W in Strömungsrichtung nachgeordnet ist. Damit kann der Rotor R, begünstigt durch das einziehbare Fahrwerk der Fahrwerksanordnung GA, beispielweise zur Wartung, Instandsetzung oder zum Austausch nach vorne, auch in einem Stück, über den Rumpf abgezogen werden. Er muss dafür nicht mehr zerlegt werden. Entsprechend dieser Ausführungsform verfügt das Flugzeug über eine Leitwerksanordnung, diese bestehend aus einer Höhenleitwerksanordnung und einer Seitenleitwerksanordnung. Diese Leitwerksanordnung ist in Richtung der Rumpflängsachse FA , in Flugrichtung FR gesehen, vor und in Strömungsrichtung hinter der Tragflä- chenanordnüng W so erfindungsgemäß installiert, dass sowohl die Höhenleitwerksanordnung als auch die Seitenleitwerksanordnung zumindest abschnittsweise im direkten Nachlauf des von mindestens einem beschaufelten Rotor R erzeugten Propellerstrahls angeordnet sind. Die Leitwerke werden dabei, zumindest anteilig, im Propellerstrahl eines Rotors liegend, mit einem erhöhten Staudruck beaufschlagt und fallen somit wirkungsvoller aus. In dieser gezeigten exemplarischen Ausführungsform besteht die Motoreneinrichtung E aus zwei Motoren, wobei jedem beschaufelten Rotor R zur Leistungsversorgung mindestens einer dieser zwei bestimmten Motoren der Motoreneinrichtung E zugeordnet ist. Genauer treibt hier ein Motor der Motorenanordnung E über eine Fernwelle T und über Getriebe G einen ersten beschaufelten Rotor R an. Ein zweiter Motor der Motorenanordnung E treibt ebenfalls über eine zugeordnete Fernwelle T und über Getriebe den zweiten beschaufelten Rotor R an. Die Fernwellen T sind an gegenüberliegenden Seiten der Rumpfanordnung F, zum Teil an dieser gelagert, angeordnet. Ein besonderes Kennzeichen dieser Ausführungsform ist es, dass das Getriebe G zum Teil am umlaufenden Rotorring integriert ist. Dieser Rotorring des beschaufelten Rotors weist hier eine Innenverzahnung auf, indem ein weiteres Zahnrad eingreift, welches in kinematischer Wirkverbindung mit der Fernwelle T steht, die von einem Motor der Motorenanordnung E angetrieben wird. Die kinematische Wirkverbindung kann dabei direkt, beispielsweise über eine Welle-Nabe Verbindung oder generell auch über weitere Zahnräder des Getriebes G, erfolgen. Der Rotorring bildet somit gleichzeitig das größere Zahnrad eines Untersetzungsgetriebes zwischen beschaufeltem Rotor R und Motoranordnung E. Die beiden Motoren der Motoranordnung E sind in einer der Rotorebene RP senkrecht zu seiner Rotationsachse RA eines beschaufelten. Rotors R betrachtet, so angeordnet, dass mindestens ein Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein.GAA und dem rechten Hauptfahrwerksbein der Hauptfahrwerksanordnung GAM und mindestens ein zweiter Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfährwerksbein GAA und dem linken der Hauptfahrwerksbeine der Hauptfahrwerksanordnung GAM angeordnet ist. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranördnung E, auch in Spannweitenrichtung der Tragflächenanor- dung W gesehen, vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Zugleich sind die beiden Motoren der Motorenanordnung E in dieser Ausführungsform, in entgegengesetzter Flugrichtung RFD, also in etwa in Strömungsrichtung gesehen, entlang der Rumpflängsachse FA hinter wenigstens aus einem beschaufelten Rotor R gebildeten Rotorsystem angeordnet. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Rumpflängsachse FA vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Darüber hinaus sind die Motoren der Motoreneinrichtung E entlang der Hochachse VA des Flugzeuges, in vertikaler Richtung von der Bodenebene BO aus gesehen, unterhalb der Tragflächenanordnung W angeordnet. Auch auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Hochachse VA des Flügzeuges vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Die beiden Motoren der Motoreneinrich- tung E sind in diesem Beispiel als eine primär Wellenleistung abgebende Gasturbine ausgeführt. Jeder der beiden beschaufelten Rotoren R wird hier über mindestens ein Getriebe G über einen zugeordneten Motor der Motorenanordnung E angetrieben, wobei diese antreibenden Motoren der Motorenanordnung E anteilig in der Rumpfanördnung F, aber außerhalb der Druckkabine P, angeordnet sind. Dabei sind sie so in einem Bereich des Flugzeuges außerhalb der Druckkabine P, aber zumindest zum Teil innerhalb eines desjenigen Raumes versenkt angeordnet, der nach außen zum Fluid durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und die von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur des Flugzeuges abgegrenzt wird, und so in diesem Raum eingebettet angeordnet, das ein Bauteil, dass in der Funktion einer Motorenhalterung strukturelle Kräfte von mindestens einem Motor der Motorenanordnung E in Richtung der Struktur des Flugzeuges abführt, im Wesentlichen nicht von außen ersichtlich ist und, dass diesem Bauteil in seiner Funktion der Motorenhalterung außerhalb der durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur, im Wesentlichen keine eigene vom Fluid bespülte, widerstandswirksame Oberfläche zuordbar ist. In dieser Ausführungsform sind die Wellenleistungsturbinen in der Nähe des Flügel-Rumpf Bereiches, also im Bereich der Belly-Fairing, zum Teil versenkt in einem unbedruckten Bereich U angeordnet, der hier beispielsweise aus einer Erweiterung desjenigen unbedruckten Raumes hervorgeht, indem auch der Fahrwerksschacht angeordnet ist. Die Lufteinl sse sind geeignet weit aus dem unbedruckten Bereich U herausgeführt und gleichfalls werden die Triebwerksabgase aus diesem Raum heraus über Führungen abgeführt. Damit verursachen diese Motoren der Motorenanordnung E, jetzt zum großen Teil im Flugzeug innenliegend, deutlich weniger Luftwiderstand, was gleichfalls den Treibstoff verbrauch des Flugzeuges erneut senkt. Damit sind die zum Antrieb der beschaufelten Rotoren angebrachten Wellentriebwerke der Motorenanordnung E versenkt und bezüglich aller Koordinatenachsen sehr nahe am Schwerpunkt angebracht. Das bedeutet wiederum für das Flugzeug, auch mit den Rotoren R, die hier ebenfalls nah am Schwerpunkt angebracht sind, dass sich geringere Trägheitsmomente für das Flugzeug ergeben. Darüber hinaus ist die Leitwerksanordnung als konventionelles Kreuzleitwerk ausgeführt, er Außenlärm der Propellerturbine wird durch die versenkte Anordnung im Flugzeug stark gesenkt- Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung erzeugen hier die Wellenleistungsturbinen, die die beschaufelten Rotoren antreiben, zusätzlichen Schub im Sinne einer Vortriebskraft für das Flugzeug. Der Abgasstrahl (hier mit einem grauen gestrichelten Pfeil angedeutet) kann darüber hinaus in dieser exemplarischen Ausführungsform an der Unterseite des Rumpfhecks so herausgeführt werden, dass er im Bereich der hinteren Rumpfeinschnürung die Grenzschicht so energetisch beleben kann, dass eine aerodynamische Ablösung vermindert wird, was den Widerstand des Rumpfes mit herabsetzen könnte. Gemäß eines erfinderischen Merkmals ist sind beide beschaufelten Rotoren R zwischen einer Bugfahrwerksanordnung GAA und einer Hauptfahrwerksanordnung GAM in Richtung der Rumpflä ngsachse FA an der Rumpfanordnung F so angeordnet, dass in einer jeden der Rotorebenen RP jedes dieser beschaufelten Rotors R betrachtet, der größte Außendurchmesser OD des beschaufelten Rotors R klei- ner ist, als der, mit durch die Fahrwerksanordnung GA vorgegebene, doppelte minimale Abstand der Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R von der Bodenebene BO. Auf diese Weise kann der beschaufelte Rotor R bei sämtlichen üblichen Phasen des bodenbündigen Betriebs sicher rotieren, ohne mit der Bodenebene BO in Kontakt zu kommen. Entsprechend dieser Ausführungsform ist der größte Außendurchmesser OD der beschaufelten Rotoren so gewählt, dass der beschaufelte Rotor R zusätzlich einen Sicherheitsabstand um die 60 cm zur Bodenebene BO aufweist.

Figur 2 Abbildung zeigt in stark vereinfachter Form eine beispielhafte Ausführung eines zukünftigen erfindungsgemäßen Verkehrsflugzeuges in der Frontansicht. Gemäß eines wichtigen Aspektes der Erfindung sind hier zwei beschaufelte Rotoren R so eine zumindest abschnittsweise bedruckbäre Rumpfanordnung F, diese ringförmig umgebend drehbar gelagert angeordnet, dass jeder Rotor R in einer seiner Rotorebenen RP, welche im Bereich seiner Längenerstreckung entlang seiner Rotorachse RA senkrecht zu dieser angeordnet sind, zumindest einen Teil einer Druckkabine P, der innerhalb der Rumpfanordnung F liegt, umgibt. Dies hat erfindungsgemäß die Folge, dass sich im Falle eines Rotorbruchs im. Betrieb Bruchstücke des Rotors R von der Rumpfanordnung F, aber insbesondere der Druckkabine P, durch die wirksamen Fliehkräfte entfernen. Erfindungsgemäß umgibt jeder Rotor R, in einer seiner Rotorebenen RP gesehen, hier denjenigen Querschnitt der Rümpfanordnung F, welcher in dieser Ebene zumindest abschnittsweise gemäß einer Druckkabine P bedruckbar ist. Die beschaufelten Rotoren R sind dabei drehbar zu der Rumpfariordnung F durch wenigstens eine Lageranordnung S (wie beispielhaft dargestellt in Abbildung 6) gelagert und ungefähr in Richtung der Rumpflängsachse FA durch wenigstens eine Lageranordnung S (wie beispielhaft dargestellt in Abbildung 6) fixiert angeordnet. In dieser beispielhaften Ausführung sind die Rotationsachsen RA, die bei diesen beiden Rotoren R hier zufällig zusammenfallen, im Sinne eines üblichen Antriebssturzes in einem kleinen Winkel in Bezug zur Rumpflängsachse FA geneigt, ausgeführt. Die beiden Rotoren R sind erfinderisch so entlang der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F angeordnet, dass in allen der Rotorebenen RP eines jeden der beiden Rotoren, die senkrecht zur Rotationsachse RA des beschaufelten Rotors R und innerhalb seiner Längserstreckung angeordnet sind, keine weiteren für den unmittelbar sicheren Flug des Flugzeuges notwendigen wichtigen sicherheitskritischen Komponenten angeordnet sind. So können auch diese im Bruchfalle eines beschaufelten Rotors R nicht sicherheitskritisch beschädigt werden. Ebenfalls sind hier nach einem besonderen Kennzeichen der Erfindung beide beschaufelter Rotoren R so ausgeführt, dass sie ungemantelt f₍rei im Fluid rotieren. Dadurch erreichen diese in der Vortriebswandlung einen sehr hohen Wirkungsgrad. Die zwei beschaufelten Rotoren R sind in diesem Anwendungsbeispiel vorteilhaft so installiert, dass sie mit einem zueinander gegensinnigen Drehsinn rotieren. Sie formen zusammen ein Rotorsystem. Auf diese Weise wird der Rotorwirkungsgrad des Rotorsystems verbessert. Die beschaufelten Rotoren R sind an der Rumpfanordnung F, diese nicht nur umgebend angeordnet, sondern in einer bestimmten Weise gegenüber einer 3-Punkt Fahrwerksanordnung GA, insgesamt mit mehreren drehbar gelagerten Rädern WE und mit einem Bugfahrwerk GAA, wobei GA mit zur statisch bestimmten Abstützung des Flugzuges gegenüber der Bodenebene BO im bodenbündigen Betrieb dient, so positioniert, dass beide beschaufelten Rotoren R an der Rumpfanordnung entlang der Rumpflängsachse FA zwischen einem an der Rumpfanordnung strukturell angebundenen Bugfahrwerk GAA und einer Haupt- fahrwerksanordnung GAM positioniert sind, wobei Letztere an die Tragflügelanordnung W strukturell angebunden ist und zwei Hauptfahrwerksbeine beinhaltet. Da die Rotation beim Start sowie die Derota- tion bei der Landung im Wesentlichen mit ihrem Drehpunkt um die Räder der Hauptfahrwerksanord- nung GAM stattfindet, besteht damit erfinderisch auch während dieser kritischen Phasen nicht die Ge^¬ fahr, dass ein beschaufelter Rotor R auf der Bodenebene BO aufsetzt oder sich seine Bodenfreiheit während der Rotation oder Derotation des Flugzeuges unzulässig vermindert. Entsprechend dieser Ausführung ist die als Maß für die Vortriebserzeugung geltende von den Rotorschaufeln B eines beschaufelten Rotors R im Umlauf überstrichene geometrische Rotorfläche RAE gleich groß oder größer ausgeführt als die als Maß für den Rumpfwiderstand des Flugzuges geltende und vom beschaufelten Rotor R eingeschlossene Querschnittsfläche der Rumpfanordnung F, welche sich in einer der Rotorebenen RP dieses beschaufelten Rotors R senkrecht zur seiner geometrischen Rotationsachse RA ergibt.

Gemäß eines wichtigen Aspekts der Erfindung, sind hier beide Rotoren R, in Bezug zur Tragflächenanordnung W in Flugrichtung FR vor dieser positioniert. Damit kann die aerodynamische Anströmung des Rotors R nicht durch die Tragflächenanordnung W gestört werden. Somit treten im Gegensatz zum Stand der Technik keine Verwirbelungen der auftriebserzeugenden Tragfläche W in einen der beschaufelten Rotor R, welche erfahrungsgemäß den von den beschaufelten Rotoren R abgestrahlten Lärm stark erhöhen würden. Zudem erfahren die vor der Tragfläche angeordneten beschaufelten Rotoren R in ihrer

Anströmung über ihre Rotorfläche eine weitgehend homogene Geschwindigkeitsverteilung. Durch die Anordnung der beschaufelteh Rotoren R vor der Tragflächenanordnung W gelingt erfindungsgemäß ein weiterer lärmarmer Betrieb des Flügzeuges. Durch die Anordnung von zwei beschaufelten Rotoren R mit einem zueinander gegensinnigen Drehsinn vor der Tragflächenanordnung W gelingt die Anströmung der Tragflächenanordnung W im Gegensatz zum Stand der Technik hier zudem vorteilhaft weitestgehend drallfrei. E-in weiteres wichtiges Kehnzeichen der Erfindung wird in dieser Ausführungsform ersichtlich, nämlich, dass die geometrische Rotationsachse RA mindestens eines beschaufelten Rotors R, in einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung W und senkrecht zur Rotationsachse RA dieses beschäufelten Rotors R liegt, und entlang der Richtung der Flugzeughochachse VA von der Bodenebene BO aus gesehen, oberhalb des sich in dieser Ebene ergebenden minimalen Vertikalniveaus der oberen Oberfläche.der Tragflügelanordnung W, so angeordnet ist, dass in einer Rotorebene RP dieses einen beschaufelten Rotors R der überwiegende Flächenanteil, 'der im Umlauf von den Rotorschaufeln B des beschaufelten Rotors R überstrichenen geometrischen Rotorfläche RAE, von der Bodenebene BO aus betrachtet oberhalb der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt so, dass die, auf die in entgegengesetzter Flugrichtung RFD nachgeordnete Tragflächenanordnung W bewirkte Stau- druckerhöhung des Propellerstrahls mindestens dieses beschaufelten Rotors R überwiegend oberhalb der Tragflächenanordnung W erfolgt.

Ein . weiter ganz wesentlicher erfindungsgemäßer Vorteil ergibt sich darüber hinaus, wie hier gezeigt, dadurch, dass die Rotoren R in Flugrichtung FR der Tragflächenanordnung W vorgeschaltet sind und gleichfalls die Leitwerksanordnung LW der Tragflächenanordnung W in Strömungsrichtung nachgeordnet ist. Damit kann der Rotor R, begünstigt durch das einziehbare Fahrwerk der Fahrwerksanordnung GA, beispielweise zur Wartung, Instandsetzung oder zum Austausch nach vorne, auch in einem Stück, über den Rumpf abgezogen werden. Er muss dafür nicht mehr zerlegt werden. Entsprechend dieser Ausführungsform verfügt das Flugzeug über eine Leitwerksanordnung, diese bestehend aus einer Höhenleitwerksariordnung und einer Seitenleitwerksanordnung. Diese Leitwerksanordnung ist in Richtung der Rumpflängsachse FA , in Flugrichtung FR gesehen, vor und in Strömungsrichtung hinter der Tragflächenanordnung W so erfindungsgemäß installiert, dass sowohl die Höhenleitwerksanordnung als auch die Seitenleitwerksanordnung, zumindest abschnittsweise, im direkten Nachlauf des von mindestens ' einem beschaufelten Rotor R erzeugten Propellerstrahls angeordnet sind. Die Leitwerke werden dabei, zumindest anteilig im Propellerstrahi eines Rotors liegend, mit einem erhöhten Staudruck beaufschlagt und fallen somit wirkungsvoller aus. In dieser gezeigten exemplarischen Ausführungsform besteht die Motoreneinrichtung E aus zwei Motoren, wobei jedem beschaufelten Rotor R zur Leistungsversorgung mindestens einer dieser zwei bestimmten Motoren der Motoreneinrichtung E zugeordnet ist. Genauer treibt hier ein Motor der Motorenanordnung E über eine Fernwelle T und über Getriebe G einen ersten bescha ufelten Rotor R an. Ein zweiter Motor der Motorenanordnung E treibt ebenfalls über eine zugeordnete Fernwelle T und über. Getriebe den zweiten beschaufelten Rotor R an. Die Fernwellen T sind an gegenüberliegenden Seiten der Rumpfanordnung F, zum Teil an dieser gelagert, angeordnet. Ein besonderes Kennzeichen dieser Ausfüh^ungsform ist es, dass das Getriebe G zum Teil am umlaufenden Rotorring integriert ist. Dieser Rotorring des beschaufelten Rotors weist hier eine Innenverzahnung auf, indem ein weiteres Zahnrad eingreift, welches in kinematischer Wirkverbindung mit der Fernwelle T steht, die von einem Motor der Motorenanordnung E angetrieben wird. Die kinematische Wirkverbindung kann dabei direkt, beispielsweise über eine Welle-Nabe Verbindung oder generei! auch über weitere Zahnräder des Getriebes G, erfolgen. Der Rotorring bildet somit gleichzeitig das größere Zahnrad eines Untersetzungsgetriebes zwischen beschaufeltem Rotor R und Motoranordnung E. Die beiden Motoren der Motoranordnung E sind in einer der Rotorebene RP senkrecht zu seiner Rotationsachse RA eines beschaufelten Rotors R befrachtet, so angeordnet, dass mindestens ein Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein GAA und dem rechten Hauptfahrwerksbein der Hauptfahrwerksanordnung GAM und mindestens ein zweiter Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein GAA und dem linken der Hauptfahrwerksbeiiie der Hauptfahrwerksanordnung GAM angeordnet ist. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E auch, in Spannweitenrichtung der Tragflächenanor- dung W gesehen, vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Zugleich sind die beiden Motoren der Motorenanordnung E in dieser Ausfuhrungsform, in entgegengesetzter Flugrichtung RFD, also in etwa in Strömungsrichtung gesehen, entlang der Rumpf längsachse FA hinter wenigstens aus einem beschaufelten Rotor R gebildeten Rotorsystem angeordnet. Auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Rumpflängsachse FA vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Darüber hinaus sind die Motoren der Motoreneinrichtung E entlang der Hochachse VA des Flugzeuges, in vertikaler Richtung von der Bodenebene BO aus gesehen, unterhalb der Tragflächenanordnung W angeordnet. Auch auf diese Weise können die Motoren der Motoranordnung E in Richtung der Hochachse VA des Flugzeuges vorteilhaft schwerpunktsnah installiert werden. Die beiden Motoren der Motoreneinrichtung E sind in diesem Beispiel als eine primär Wellenleistung abgebende Gasturbine ausgeführt. Jeder der beiden beschaufelten Rotoren R wird hier über mindestens ein Getriebe G über einen zugeordneten Motor der Motorenanordnung E angetrieben, wobei diese antreibenden Motoren der Motorenanordnung E anteilig in der Rumpfanordnung F, aber außerhalb der Druckkabine P, angeordnet sind. Dabei sind sie so in einem Bereich des Flugzeuges außerhalb der Druckkabine P, aber zumindest zum Teil innerhalb eines desjenigen Raums versenkt angeordnet, der nach außen zum Fluid durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und die von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur des Flugzeuges abgegrenzt wird und so in diesem Raum eingebettet angeordnet, das ein Bauteil, dass in der Funktion einer Motorenhalterung strukturelle Kräfte von mindestens einem Motor der Motorenanordnung E in Richtung der Struktur des Flugzeuges abführt, im Wesentlichen nicht von außen ersichtlich ist und, dass diesem Bauteil in seiner Funktion der Motorenhalterung außerhalb der, durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung W und von der Außenhaut der Rumpfanordnung F gebildeten Außenkontur im Wesentlichen keine eigene vom Fluid bespülte, widerstandswirksame Oberfläche zuordbar ist. In dieser Ausführungsform sind die Wellenleistungsturbinen in der Nähe des Flügel-Rumpf Bereiches, also im Bereich der Belly-Fairing, zum Teil versenkt in einem unbedruckten Bereich U angeordnet, der hier beispielsweise aus einer Erweiterung desjenigen unbedruckten Raumes hervorgeht, in dem auch der Fahrwerksschacht angeordnet ist. Die Lufteinlässe sind geeignet weit aus dem unbedruckten Bereich U herausgeführt und gleichfalls werden die Triebwerksabgase aus diesem Raum heraus über Führungen abgeführt. Damit verursachen diese Motoren der Motorenanordnung E, jetzt zum großen Teil im Flugzeug innenliegend, deutlich weniger Luftwiderstand, was gleichfalls den Treibstoffverbrauch des Flugzeuges erneut senkt. Damit sind die zum Antrieb der beschaufelten Rotoren angebrachten Wellentriebwerke der Motorenanordnung E, versenkt und bezüglich aller Koordinatenachsen sehr nahe am Schwerpunkt angebracht. Das bedeutet wiederum für das Flugzeug, auch mit den Rotoren R, die hier ebenfalls nah am Schwerpunkt angebracht sind, dass sich geringere Trägheitsmomente für das Flugzeug ergeben. Darüber hinaus ist die Leitwerksanordnung als konventionelles Kreuzleitwerk ausgeführt. Der Außenlärm der Propellerturbine wird durch die versenkte Anordnung im Flugzeug stark gesenkt. Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung erzeugen hier die Wellenleistungsturbinen, die die beschaufelten Rotoren antreiben, zusätzlichen Schub im Sinne einer Vortriebskraft für das Flugzeug. Der Abgasstrahl (hier mit einem grauen gestrichelten Pfeil angedeutet) kann darüber hinaus in dieser exemplarischen Ausführungsform an der Unterseite des Rumpfhecks so herausgeführt werden, dass er im Bereich der hinteren Rumpfeinschnürung die Grenzschicht so energetisch beleben kann, dass eine aerodynamische Ablösung vermindert wird, was den Widerstand des Rumpfes mit herabsetzen könnte. Gemäß eines erfinderischen Merkmals sind beide beschaufelten Rotoren R zwischen einer Bug- fahrwerksanordnung GAA und einer Hauptfahrwerksanordnung GAM in Richtung der Rumpflängsachse FA an der Rumpfanordnung F so angeordnet ist, dass in einer jeden der Rotorebenen RP, jedes dieser beschaufelten Rotoren R betrachtet, der größte Außendurchmesser OD des beschaufelten Rotors R kleiner ist als der, mit durch die Fahrwerksanordnung GA vorgegebene, doppelte minimale Abstand der Rotationsachse RA dieses beschaufelten Rotors R von der Bodenebene BO. Auf diese Weise kann der beschaufelte Rotor R bei sämtlichen üblichen Phasen des bodenbündigen Betriebs sicher rotieren, ohne mit der Bodenebene BO in Kontakt zu kommen. Entsprechend dieser Ausführungsform ist der größte Außendurchmesser OD der beschaufelten Rotoren so gewählt, dass der beschaufelte Rotor R zusätzlich einen Sicherheitsabstand um die 60,cm zur Bodenebene BO aufweist.

Figur 3 eine Übersicht bisher üblicher bedruckter Bereiche P und unbedruckter Bereiche U innerhalb der Rumpfanordnung F eines Transportflugzeuges; wobei die in der Rumpfanordnung F liegenden Anteile, die weiß dargestellt sind, als Druckkabine P bedruckt werden können, wobei gemäß der Erfindung auch weitere unbedruckte Bereiche geschaffen oder bereits existierende vergrößert werden können.

Figur 4 wie in der Kurzbeschreibung oben

Figur 5 eine stark vereinfachte, beispielhafte drehbare Anordnung eines erfindungsgemäßen Rotors R mit einer Lageranordnung S, den Profilschnitt der Rumpfanordnung F ringförmig umgebend, wobei innerhalb des Querschnittes der Rumpfanordnung F ein gemäß einer Druckkabine P bedruckbarer Abschnitt vorgesehen ist, der von seiner vertikalen Bauhöhe V so hoch ausgeführt ist, dass ein durchschnittlicher Fluggast in ihr aufrecht stehen kann; wobei nur der obere Teil des Rumpfquerschnittes hier entsprechend einer Druckkabine bedruckt ist, während der untere vom oberen Teil durch eine Art Fussbodenanordnung abgegrenzt ist. Der beschaufelte Rotor weist einen kleinsten Innendurchmesser ID und 6inen größten Außendurchmesser ÖD auf.

Figur 6 Profilschnitt einer beispielhaften und stark vereinfachten Ausführung einer Lager- und Führungseinheit mit einer Lageranordnung S zur rotatorischen Lagerung des Äntriebsrotors R bei gleichzeitiger antriebswirksamer Abführung der Axialkräfte und kinematischer Ankuppelung des beschaufelten Rotors R über Getriebe an eine Fernwelle T, wobei die Wellenleistung über die Fernwelle T über Kegelzahnräder in einen ihnenverzahnten Ring gemäß eines Getriebes G eingreift, wobei der innenverzahnte Ring Teil des die Rumpfanordnung F umlaufenden beschaufelten Rotors R ist;

Figur 7 eine stark vereinfachte beispielhafte kinematische Ankoppelung eines erfindungsgemäßen beschaufelten Rotors R über Getriebe an mehrere Motoren der Motorenanordnung E, wobei der beschau- feite Rotor R eine Innverzahnung aufweist, auf die ein weiteres Zahnrad, das mit einem Motor der Mo- torenanordnung E verbunden ist, kinematisch einwirkt, hier beispielhaft als hybrid-e ektrische Ausführungsform des Antriebssystems, wobei ein Motor der Motorenanordnung E über eine Kupplung ein- und auskuppelbar ausgeführt ist; wobei ein Motor als Gasturbine und der weitere Motor als Elektromotor ausgeführt ist, wobei stellvertretend vereinfacht nur einige aller Rotorschaufeln B am Rotor dargestellt sind;

Figur 8 zeigt eine stark vereinfachte beispielhaft skizzierte Darstellung der möglichen Anordnung eines beschaufelten Rotors, gezeigt in einer Ebene an einer Rumpflängenposition in Höhe der Tragflächenanordnung W stromabwärts der Hauptfahrwerksanordnung GAM senkrecht zur Rotationsachse eines beschaufelten Rotors, hier in Richtung der Flugrichtung FR gesehen, wobei der größte Außendurchmesser OD wenigstens eines beschaufelten Rotors gleich oder kleiner ausgeführt ist als die doppelte maximale Längserstreckung LGAM eines Fahrwerksbeines mitsamt Rädern WE der Hauptfahrwerksanordnung GAM. Dadurch ist eine Anordnung des Hauptfahrwerkes GAM derart möglich, dass die beiden an den Flügeln angebrachten Fahrwerksbeine weder die Anströmung noch die Abströmung eines Rotors R stören. Gleichfalls kann das Fahfwerk, wie hier angedeutet, nach innen geschwenkt und eingefahren werden. Der verfügbare Platz reicht dann durch diese geometrische Anordnung gleichfalls von der Länge für das Einfahren beider Fahrwerksbeine aus. Zugleich kann der Rotor geometrisch die Bodenebene nicht berühren. In dieser Abbildung ist auch stellvertretend in dieser Ebene beispielhaft übertragbar dargestellt, dass in dieser Ebene die Rotationsachse RA eines Rotors entlang der Flugzeughochachse VA, von der Bödenebene BO gesehen, oberhalb eines vertikalen Minimums MV der oberen Seite der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt, so, dass der überwiegende Teil (hier gestrichelt angedeutet) der hier ebenfalls gezeigten von den Rotorschaufeln B im gesamten Umlauf überstrichene Fläche RAE oberhalb der Tragflächenanordnung W zum Liegen kommt. Der Abstand der Fahrwerksbeine kann natürlich auch größer als hier gezeigt ausgeführt sein, sollte zugleich aber auch größer sein als der größte Außendürchmesser des beschaufelten Rotors R.

Figur 9 zeigt eine stark vereinfachte beispielhaft skizzierte Darstellung eines mit Rotorblättern B beschaufelten Rotors R, links in der Seitenansicht und rechts in der Vorderansicht und verdeutlicht die Definition von Rotorebenen RP im Bereich der Längserstreckung des beschaufelten Rotors R entlang seiner Rotationsachse RA, wobei diese Rotorebeneri RP immer zu der Rotationsachse RA normal stehen. Wie in der Darstellung links gezeigt, kann eine erste Rotorebene RP normal zur Rotationsachse RA des beschaufelten Rotors R in Front definiert werden, die sich, in Flugrichtung FR gesehen, dabei gerade an vorderster Spitze eines vordersten Rotorblatts des Rotors R berührend anfügt; eine letzte Rotorebene RP hinsichtlich der Längserstreckung des Rotors R entlang seiner Rotationsache RA berührt, gerade noch in Strömungsrichtung gesehen, ein Ende einer möglichst weit nach hinten in Strömungsrichtung stehenden Rotorschaufel B und diese Ebene steht natürlich auch senkrecht zur Rotationsachse RA des beschaufelten Rotors R. Zwischen diesen beiden Ebenen, Front-und Heckebene, können beliebig viele Ebenen innerhalb der Längserstreckung des Rotors entlang seiner Rotationsachse RA gebildet werden (der entsprechende Bereich, in dem Rotationsebenen RP überhaupt vorkommen können, ist durch Pfeile zwischen den beiden Ebenen bezeichnet). Jede dieser Ebenen steht normal auf der Rotationsachse RA und erreicht eine Ausdehnung in der Fläche, die die räumliche Ausdehnung des Flugzeuges übersteigt. Die Rotationsebenen RP dienen als geometrische Hilfsebenen, um den möglichen Auswirkungsbereich eines beschaufelten Rotors R auf das Flugzeug zu erfassen.

Claims

Patentansprüche

1. Flugzeug mit:

- einer zumindest abschnittsweisen zylindrisch gestreckten Rumpfanordnung (F) mit einer räumlichen Haupterstreckung in Richtung einer Rumpflängsachse (FA), diese Rumpfanordnung (F) zur bedarfsweisen Unterbringung von Nutzlast, wobei die Rumpfanordnung (F) zumindest abschnittsweise in der Funktion einer Druckkabine (P) mit einem Innendruck bedruckbar ist,

- einer fest an die Rumpfanordnung (F) des Flugzeugs angebundenen Tragflächenanordnung (W), zur Generierung eines das Flugzeug tragenden Auftriebs, wobei die im Horizontalflug erzeugte Kraftkomponente des Auftriebs senkrecht zur Rumpflängsachse (FA) gegenüber der Komponente längs zur Rumpflängsachse (FA) deutlich überwiegt,

- mit einer bedarfsweise einziehbaren und wieder ausfahrbaren Dreipunktfahrwerksanordnung (GA) mit mehreren drehbar gelagerten Rädern (WE) zur statisch bestimmten Abstützung des Flugzeuges entgegen der Bodenebene (BO) im bodenbündigen Betrieb, bestehend aus zwei strukturell an die Tragflächenanordnung (W) angebundenen Hauptfahrwerksbeinen (GAM) und einem an der Rumpfanordnung (F) strukturell angebunden Bugfahrwerksbein (GAA), wobei das Bugfahrwerksbein (GAA) entlang der Rumpflängsachse (FA) in Flugrichtung (FR) vor den Hauptfahrwerksbeinen (GAM) angeordnet ist,

- einer Motorenanordnung (E), bestehend aus wenigstens einem Motor, zur Generierung einer dem Flugzeug zur Verfügung stehenden Antriebsleistung,

- wenigstens einem mit mehreren Rotorschaufeln (B) beschaufelten Rotor (R) zur zumindest teilweisen Umwandlung von Antriebsleistung der Motorenanordnung (E) in eine das Flugzeug treibende Vortriebsleistung durch Rotation des beschaufelten Rotors (R) um eine geometrische Rotationsachse (RA) , wobei sich bei Rotation der Rotorschaufeln (B) des beschaufelten Rotors (R) im Umlauf geometrisch eine von den Rotorschaufeln (B) überstrichene geometrische Rotorfläche (RAE) ergibt, dieser beschaufelte Rotor (R) in seiner radialen räumlichen Erstreckung einen kleinsten Innendurchmesser (ID) und einen größten Außendurchmesser (OD) aufweisend, wobei dieser beschaufelte Rotor (R) mit im Einstellwinkel verstellbar ausgeführten Schaufeln (B) ausgerüstet ist, dieser beschaufelte Rotor (R) ebenfalls eine räumliche Längserstreckung entlang seiner geometrischen Rotationsachse (RA) aufweisend, wobei innerhalb dieses Bereiches seiner Längserstreckung Rotorebenen (RP) senkrecht zu seiner geometrischen Rotationsachse (RA) als geometrisches Hilfsmittel kennzeichenbar sind, um einen möglichen Auswirkungsbereich dieses Rotors (R) zu erfassen,

- wenigstens einem Getriebe (6) zur Übertragung der Antriebsleistung wenigstens eines Motors der Motorenanordnung (E) auf wenigstens einen beschaufelten Rotor (R),

- wenigstens einer Lagerandordnung (S), dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens ein beschaufelter Rotor (R) mit mindestens einer Lageranordnung (S), drehbar die Rumpfanordnung (F) umgebend gelagert ist sowie, dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor (R) ungefähr in Richtung der Rumpflängsachse (FA) durch wenigstens eine Lageranordnung (S) zur Rumpfanordnung (F) axial fixiert ist, und dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor (R) zugleich in radialer Richtung außen dabei denjenigen Abschnitt einer zumindest abschnittsweisen zylindrisch gestreckten Rumpfanordnung (F) eines Flugzeuges ringförmig umgibt, welcher, in einer der Rotorebenen (RP) dieses Rotors (R) betrachtet, zumindest anteilig in der Funktion einer Druckkabine (P) bedruckbar ist und, dass zumindest in einer der Rotorebenen (RP) des beschaufelten Rotors (R) keine weiteren für den unmittelbar sicheren Betrieb des Flugzeuges wesentlichen Komponenten des Flugzeuges angeordnet sind, und dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor (R) entlang der Rumpf längsachse (FA), in Flugrichtung (FR) gesehen, vor der Tragflügelanordnung ( ) angeordnet ist und zugleich die geometrische Rotationsachse (RA) mindestens eines beschaufelten Rotors (R), entlang einer Richtung der Flugzeughochachse (VA), ausgehend von der Bodenebene (BO) aus gesehen, in einer Ebene betrachtet, die unmittelbar stromaufwärts der Tragflächenanordnung (W) und senkrecht zur Rotationsachse (RA) dieses beschaufelten Rotors (R) liegt, so angeordnet ist, dass sie sich oberhalb des sich in dieser Ebene ergebenden minimalen Vertikalniveaus (MV) der oberen Oberfläche der Tragflügelanordnung (W), befindet so, dass in einer Rotorebene (RP) dieses einen beschaufelten Rotors (R) der überwiegende Flächenanteil, der im Umlauf von den Rotorschaufeln (B) des beschaufelten Rotors (R) überstri- chenen geometrischen Rotorfläche (RAE), von der Bodenebene (BO) aus betrachtet, oberhalb der Tragflächenanordnung (W) zum Liegen kommt so, dass die auf die, entgegen der Flugrichtung (FR) nachgeordnete Tragflächenanordnung (W) bewirkte Staudruckerhöhung des Propellerstrahls mindestens dieses einen beschaufelten Rotors (R) überwiegend oberhalb der Tragflächenanordnung (W) erfolgt und, dass mindestens dieser eine Rotor (R) in Richtung der Rumpflängsachse (FA) an der Rumpfanordnung (F) zwischen dem Bugfahrwerksbein (GAA) und den Hauptfahrwerksbeinen der Hauptfahrwerks- anordnung (GAM) so angeordnet ist, dass, in jeder der Rotorebenen (RP) dieses einen beschaufelten Rotors (R) betrachtet, der größte Außendurchmesser (OD) dieses einen Rotors (R) kleiner ist als der, mit durch die Fahrwerksanordnung (GA) vorgegebene, doppelte minimale Abstand der Rotationsachse (RA) dieses beschaufelten Rotors (R) von der Bodenebene (BO), dass mindestens dieser eine beschaufelte Rotor (R) mit wenigstens einem Motor der Motorenanordnung (E), der außerhalb der Druckkabine (P) angeordnet ist, über Getriebe (F), kinematisch gekoppelt ist, und durch diesen in Rotation versetzt wer- den kann, um eine, das Flugzeug treibende Vortriebskraft zu erzeugen, dessen Kraftkomponente in Richtung der Rumpflängsachse (FA) gegenüber der Kraftkomponente senkrecht zur Rumpflängsachse (FA) deutlich überwiegt.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, wobei mindestens ein Motor der Motoreneinrichtung (E) in einem Bereich des Flugzeuges außerhalb der Druckkabine (P), aber zumindest zum Teil innerhalb eines Raums versenkt angeordnet ist, der nach außen zum Fluid durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung (W) und die von der Außenhaut der Rumpanordnung (F) gebildeten Außenkontur des Flugzeuges abgegrenzt wird, und so in diesem Raum eingebettet angeordnet ist, dass ein Bauteil, das in der Funktion einer Mo- torenhalterung strukturelle Kräfte von mindestens einem Motor der Motorenanordnung (E) in Richtung der Struktur des Flugzeug abführt, im Wesentlichen nicht von Außen ersichtlich ist und, dass diesem Bauteil in seiner Funktion der Motorenhalterung außerhalb der durch die von der Außenhaut der Tragflächenanordnung (W) und von der Außenhaut der Rumpfanordnung (F) gebildeten Außenkontur im Wesentlichen keine eigene vom Fluid bespülte, widerstandswirksame Oberfläche zuordbar ist.

3. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-2, mit einer in Richtung der Rumpflängsachse (FA) von der Tragflächenanordnung (W) beabstandeten und in entgegengesetzter Flugrichtung (FR) hinter der Tragflächenanordnung (W) liegenden Leitwerksanordnung (LW), bestehend aus einer Höhenleitwerksanordnung und einer Seitenleitwerksanordnung, wobei sowohl die Höhenleitwerksanordnung als auch die Seitenleitwerksanordnung zumindest abschnittsweise im direkten Nachlauf des von mindestens einem beschaufelten Rotor (R) erzeugten Propellerstrahls angeordnet sind.

4. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-3, wobei die vertikale Bauhöhe (V) der Druckkabine (P) innerhalb der Rumpfanordnung (F) konstruktiv so ausgeführt ist, dass dort zumindest abschnittsweise für den Durchschnittspassagier ein aufrechter Gang möglich ist und, wobei der kleinste Innendurchmesser (ID) wenigstens eines beschaufelten Rotors (R) von den Abmessungen mindestens größer ist als eben diese vertikale Bauhöhe (V) der Druckkabine (P).

5. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-4, wobei mindestens eine Kupplung im kinematischen Antriebsstrang zwischen wenigstens einem beschaufelten Rotor (R) und wenigstens einem Motor der Motoranordnung (E) vorgesehen ist, die eine bedarfsweise Entkopplung des beschaufelten Rotors (R) von wenigstens einem Motor der Motoreneinrichtung (E) ermöglicht.

6. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-5, wobei die Motoreneinrichtung (E) aus mehreren Motoren besteht, wobei jedem beschaufelten Rotor (R) zur Leistungsversorgung mindestens ein bestimmter Motor der Motoreneinrichtung (E) zugeordnet ist.

7. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-6, wobei wenigstens ein Motor der Motorenanordnung (E), in entgegengesetzter Flugrichtung (RFD) gesehen, entlang der Rumpflängsachse hinter wenigstens aus einem beschaufelten Rotor (R) gebildeten Rotorsystem angeordnet ist.

8. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-7, wobei wenigstens ein Motor der Motoreneinrichtung (E) entlang der Hochachse (VA) des Flugzeuges, in vertikaler Richtung von der ßodenebene (BO aus gesehen, unterhalb der Tragflächenanordnung (W) angeordnet ist.

9. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-8, wobei mindestens ein Motor der Motoreneinrichtung (E) als eine primär Wellenleistung abgebende Gasturbine ausgeführt ist.

10. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-9, wobei mindestens ein Motor der Motorenanordnung (E) als eine Gasturbine ausgeführt ist, deren thermischer Wirkungsgrad im Sinne von unkonventionellen Maßnahmen durch rekuperative Einrichtungen zur Verdichterzwischenkühlung, Brenn- stoffmassenvorwärmung oder Abgaswärmetauschung zusätzlich weiter gesteigert ist.

11. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-10, wobei die Motorenanordnung (E) aus mehreren Motoren besteht, wobei aus einer Rotorebene (RP) senkrecht zu seiner Rotationsachse (RA) eines beschaufelten Rotors (R) betrachtet, diese Motoren so angeordnet sind, dass mindestens ein Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein (GAA) und dem rechten der Hauptfahrwerksbeine (GAM) und mindestens ein zweiter Motor in einem Bereich zwischen dem Bugfahrwerksbein (GAA) und dem linken der Hauptfahrwerksbeine (GAM) angeordnet ist.

12. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-11, wobei wenigstens ein beschaufelter Rotor (R) ungemantelt frei im Fluid rotiert.

13. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-12, wobei eine gerade Anzahl mehrerer beschaufelter Rotoren an der Rumpfanordnung (F) angeordnet sind, wobei jeweils zwei von diesen beschaufelten Rotoren (R) im Betrieb einen zueinander gegensinnigen Drehsinn aufweisen.

14. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-13, wobei die mit als Maß für die Vortriebserzeugung geltende von den Rotorschaufeln (B) eines beschaufelten Rotors (R) im Umlauf überstrichene geometrische Rotorfläche (RAE) gleich groß oder größer ausgeführt ist, als die als Maß für den Rumpfwiderstand des Flugzuges geltende und vom beschaufelten Rotor (R) umschlossene Querschnittsfläche der Rumpfanordnung (F), welche sich in einer der Rotorebenen (RP) dieses beschaufelten Rotors (R) senkrecht zur seiner geometrischen Rotationsachse (RA) ergibt.

15. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-14, wobei wenigstens eine als Maß für die Vortriebserzeugung geltende, von den Rotorschaufeln (B) eines beschaufelten Rotors (R) im Umlauf überstrichene geometrische Rotorfläche (RAE), gleich groß oder größer ausgeführt ist, als fünzehnmal die Summe aus den Lufteintrittsquerschnittsflächen aller luftfatmenden Motoren der Motoranordnung (E), die diesen beschaufelten Rotor (R) antreiben und, dass die Rotorblätter (B) dieses beschaufelten Rotors (R) so aerodynamisch ausgeführt sind, dass vom Flugzeug Fluggeschwindigkeiten von mindestens Ma 0.78 in Flughöhen größer 10000 m erreicht werden können.

16. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-15, wobei wenigstens ein beschaufelter Stator einem beschaufelten Rotor (R), ungefähr in Richtung der Flugzeuglängsachse (FA), vor- oder nachgeschaltet ist und dazu beschaffen ist, Drallenergie der Luftströmung zumindest zum Teil in Vortrieb für das Flugzeug umzuwandeln.

17. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-16, wobei die einzelnen Rotorblätter (B) wenigs^¬ tens eines beschaufelten Rotors (R) in ihrem Einstellwinkel zur Luftanströmung unabhängig voneinander verstellt werden können, und dieser zudem über die Kreisumfangspositjon des Rotors variieren kann so, dass sich eine Vektorisierung des Schubes ergibt, die mit zur Steuerung, zur Trimmung, zur Widerstandsersparnis und zur Lärmminderung des Flugzeuges eingesetzt werden kann.

18. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-17, wobei wenigstens ein beschaufelter Rotor (R) von mindestens einem ringförmigen Elektromotor angetrieben wird, der annähernd konzentrisch zum beschaufelten Rotor (R), ebenfalls die Rumpfanordnung (F) ringförmig umgebend, angeordnet ist.

19. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-18, wobei die Bugfahrwerksanordnung (GAA) unabhängig von der Hauptfahrwerksanordnung (GAM) ein- und wieder ausgefahren werden kann.

20. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-19, wobei der größte Außendurchmesser (OD) wenigstens eines beschaufelten Rotors (R) gleich groß oder kleiner ausgeführt ist als die doppelte maximale Längserstreckung eines Fahrwerksbeines mitsamt Rädern (WE) der Hauptfahrwerksanordnung (GAM).

21. Flugzeug nach wenigstens einem der Ansprüche 1-20, wobei wenigstens ein Motor der Motorenanordnung (E), der wenigstens einen beschaufelten Rotor (R) antreibt, als luftatmender Motor ausgeführt ist und wenigstens dieser zusätzlich zur Vortriebskraft wenigstens eines Rotors (R) weitere Vortriebskraft in Form von Schub durch den Ausstoß von Abgasen erzeugt, wobei auch bei dieser Vortriebskraft die Kraftkomponente in Längsrichtung der Rotationsachse (RA) gegenüber der Kraftkomponente senkrecht zur Rotationsachse (RA) deutlich überwiegt,

22. Verwendung eines Flugzeuges nach wenigstens einem der Ansprüche 1-21.